• 한국추진공학회지
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• 제13권3호
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• pp.9-19
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• 2009

추진기관의 개발 단계에 있어서 정확한 추력 성능 평가는 매우 중요한 부분을 차지한다. 특히 저추력 액체로켓엔진의 경우 측정오차 및 추진제 공급시스템으로 인한 추력 손실이 측정된 추력에 미치는 영향은 상당하다. 본 연구에서는 이들의 영향을 최소화하는 기존의 추력 측정 장치를 보완한 정 추력 측정 범위 150 ~ 1500 N, 추력 측정오차 10 N 이하의 추력 측정 장치를 개발하여 작은 추력을 발생하는 액체로켓엔진의 정확한 추력 측정을 가능하도록 하였다. 또한, 추력단계별시험을 바탕으로 신뢰도 평가 기법을 확립하여 본 연구에서 개발한 추력 측정 장치의 추력 측정 정확도 및 신뢰성을 향상시켰다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.55-59
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• 2008

액체로켓엔진의 성능 검증에 있어서 가장 큰 비중을 차지하는 것 중 하나는 정확한 추력 측정이다. 본 연구에서는 기존의 추력 측정 장치를 보완한 저추력 액체로켓엔진의 추력 측정 장치를 개발하여 작은 추력을 발생하는 로켓엔진의 보다 정확한 추력 측정을 가능하도록 하였다. 또한, 추력 측정 장치의 추력 측정 평가 시 고려되는 주요 인자들에 대한 연구를 수행하여 추력 측정 장치의 신뢰도 평가에 관한 기법 및 절차 수립의 기반을 마련하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제11권3호
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• pp.13-19
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• 2007

본 논문에서는 추진기관의 추력방향 성능 평가에 적용되는 다축시험대의 상호 간섭 최소화 설계 방안에 대해서 논하였다. 다축시험대의 변형 모델링으로 상호 간섭 크기를 이론적으로 예측하고 설계변수가 상호 간섭 크기에 미치는 영향을 평가하였다. 본 논문의 결과로부터 다축시험대 설치에 따른 정렬오차, 힘에 의한 시험대의 변형이 상호 간섭에 가장 큰 영향을 미치며 로드셀과 플렉셔의 물성 및 기하학적 형상에도 영향을 받는 것으로 분석되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권3호
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• pp.97-108
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• 2018

공기 흡입 엔진을 개발하기 위해서는 지상 시험을 통한 추력 측정이 반드시 필요한데, 공기 흡입 엔진은 추력 측정 장치에서 측정된 값 이외에도 엔진 흡입구로 들어오는 공기 유동에 의한 힘을 고려하여 총추력을 계산해야 한다. 또한 다분력 추력 측정 장치를 활용하여 요와 피치 방향의 측추력도 정확하게 측정하고 분석할 수 있어야 한다. 래버린스 씰 격리, 1축 총추력 계산, 다분력 추력 측정 장치 개발, 측추력 분석 등의 일련 과정을 통해 공기 흡입 엔진의 총추력을 정밀하게 추정하여 엔진 성능을 보다 정확하게 평가할 수 있게 하였다.

• 비파괴검사학회지
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• 제23권6호
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• pp.577-582
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• 2003

This paper describes a new technique for thickness measurement of a very thin layer less than one-quarter of the wavelength of ultrasonic wave used in the ultrasonic pulse-echo measurements. The technique determines the thickness of a thin layer in a tapered medium from constructive interference of multiple reflection waves. The interference characteristics are derived and investigated in theoretical and experimental approaches. Modified total reflection wave g(t) defined as difference between total and first reflection waves increases in amplitude as the interfacial layer thickness decreases down to zero. A layer thickness less than one-tenth of the ultrasonic wavelength is measured using the maximum amplitude of g(t) with a good accuracy and sensitivity. The method also requires no inversion process to extract the thickness information from the waveforms of reflected waves, so that it makes possible to have the on-line thickness measurement of a thin layer such as a lubricating oil film in thrust bearings and journal bearings during manufacturing process.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.310-319
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• 2017

충격파 시험장치를 이용하여 추력을 측정하는 방법을 소개하였다. 충격파 시험장치를 이용하여 엔진의 추력을 측정하기 위해서는 일반적인 엔진시험 시설에서 추력을 측정하기 위해 사용하는 밸런스가 힘의 평형상태에 도달하지 못하기 때문에 응력파 힘 밸런스(Stress Wave Force Balance) 방법을 이용하여 측정한다. 본 논문에서는 모델 힘 밸런스(force balance)에 대해 충격하중을 주고 유한요소법(FEM)으로 변형률을 계산하였다. 충격하중과 변형률의 관계를 역합성곱(de-convolution)하여 천이함수를 도출하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.395-398
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• 2009

Currently, a new generation of ducted fan UAVs (Unmanned Aerial Vehicles) is under development for a wide range of inspection, investigation and combat missions as well as for a variety of civil roles like traffic monitoring, meteorological studies, hazard mitigation etc. The current study presents extensive results obtained experimentally in order to investigate the tip clearance effects on performance characteristics of a ducted fan for small UAV systems. Three ducted fans having different tip clearance gap and with same rotor size were examined under three different yawed conditions of calibrated slanted hot-wire probe. Three dimensional velocity flow fields were measured from hub to tip at outlet of the ducted fan. The analysis of data were done by PLEAT (Phase locked Ensemble Averaging Technique) and three non-linear differential equations were solved simultaneously by using Newton -Rhapson numerical method. Flow field characteristics such as tip vortex and secondary flow were confirmed through axial, radial and tangential velocity contour plots. At the same time, the effects of tip clearance on axial thrust and input power were also investigated by using wind tunnel measurement system. For enhancing the performance of ducted fan, tip clearance level should be as small as possible.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권2호
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• pp.143-148
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• 2007

액체 추진 로켓을 구동하는 충동형 터빈은 크기가 작고 가벼워야 하며 큰 출력을 발생시켜야 한다. 충동형 터빈은 초음속 조건에서 작동되기 때문에 유동 특성이 매우 복잡하여 성능 예측은 주로 수치해석에 의존해 왔다. 그러나 신뢰성을 확보하기 위하여는 해석결과를 실험으로 검증하는 과정이 필요하다. 본 연구에서는 설계에 사용되는 주요 변수들의 영향을 확인하기 위하여 회전하는 3차원 축류 터빈을 2차원 형상으로 모사하여 실험하였다. 먼저 노즐 출구에서의 마하수를 측정하였으며, 이론적인 노즐 추력식을 유도하여 터빈 블레이드에 작용하는 깃하중을 계산하였고 측정된 결과와 비교하였다. 또한 추력 계수를 구하고 이를 통해 터빈 출력을 예측하여 설계 요구 조건의 타당성을 확인하였다

• 한국정밀공학회지
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• 제27권7호
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• pp.94-100
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• 2010

This paper describes the design and evaluation procedure of an ultra-precision rotary table for freeform generating machined tools. Design of the thrust and journal hydrostatic bearings and experimental evaluation of the table were performed. To get the compact size and less lost motion direct drive servomotor with ultra precision encoder. From the considered design, following performance were confirmed by experiment. The total stiffness of the prototype rotary table was 483.6 $N/{\mu}m$ and 97.6 $N/{\mu}m$ for axial and radial direction, respectively. Rotational accuracy of the table was investigated by capacitive sensor and reversal measurement technique, and 0.10 ${\mu}m$ radial direction and 0.05 ${\mu}m$ axial direction of the rotational accuracy were confirmed. The micro resolution of the table was also investigated with displacement of capacitive sensor, and $0.5/10000^{\circ}$ of micro resolution was confirmed. Index accuracy of the table was evaluated by the autocollimator and polygon mirror, and the $\pm0.39$ arcsec accuracy and $\pm0.16$ arcsec repeatability of the table were confirmed. Those are under the general requirements of ultra precision rotary tables for freeform generating machined tools.

• 한국음향학회지
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• 제36권2호
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• pp.89-99
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• 2017

멀티로터형 무인항공기는 군사용 목적뿐 아니라 항공 촬영 및 무인 택배 수단 등 민간 산업까지 그 활용 범위를 넓혀가고 있다. 무인항공기의 보다 폭넓은 활용을 위해서는 추진체인 프로펠러의 공력 효율 개선과 소음의 저감을 위한 연구가 선행되어야 하며, 이는 주어진 환경에서 공력 성능 및 소음을 예측할 수 있는 기술이 바탕이 되어야만 가능하다. 본 연구에서는 소형 무인항공기 프로펠러를 대상으로 공력 및 소음 예측 기법을 개발하고, 실제 측정을 통한 결과와의 비교를 통해 검증하였다. 분당 회전수의 변화에 따른 추력 및 토크와 주어진 위치에서의 주파수 스펙트럼 예측에서 모두 예측 기법의 신뢰성을 확보하였으며, 이를 통해 프로펠러의 형상 설계에 기반이 될 수 있는 기틀을 마련하였다.