• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제21회 추계학술대회 논문집
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• pp.31-34
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• 2003

가압방식 로켓추진기관시스템의 작동점 변화 추적을 위하여 각 추진제 탱크의 압력, 수위 및 비행 가속도로부터 각 추진제질유량, 연소실압력을 계산할 수 있는 직접상사모델을 만들었다. KSR-III의 비행시험결과 예로 분석하였으며, 이 계산모델을 통하여 가압방식 로켓추진시스템의 작동점 변화의 경향성을 파악할 수 있음을 보였다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제20권1호
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• pp.268-277
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• 2019

유도무기 비행시험 시스템은 비행시험 중 여러 가지 상태를 실시간으로 감시하고 비상상황 발생 시 안전조치를 수행할 수 있어야 한다. 점차 복잡화, 광역화되고 있는 비행시험의 환경 변화 속에서 시험안전 확보의 중요성이 더욱 증대되고 있다. 또한 국내외 정세 변화와 전시작전권 전환 등으로 인하여 다수의 유도무기체계가 동시에 개발되어야 하고 동시에 연구개발 및 시험평가 기간단축을 통한 조기 전략화 및 예산절감도 요구되는 상황이다. 이에 따라 국내의 부족한 시험장 자원 여건 하에서 비행시험 시 발생되는 위험은 증가하고 있으며 시험안전 확보를 위한 대책 마련이 시급한 실정이다. 이러한 요구에 부응하기 위해서 연구개발 초기 단계에서부터 비행시험 시스템의 문제를 식별하고 대처방안을 마련할 수 있도록 모델기반 비행시험 시스템 개발을 본 연구의 목표로 설정하였다. 구체적으로 유도무기 비행시험의 설계 및 검증 방법을 제안하였다. 제안된 방법은 선진 시험평가기관에서 연구하고 있는 Agile 방식의 Shift Left 시험평가 방법론과 항공우주분야에서의 시스템 참조모델을 활용하였다. 연구개발 단계에서 유도무기체계와 동시에 설계를 진행하고 비행시험 요구사항에 대한 상호 간의 결함을 조기에 식별하여 수정함으로써 시험평가 단계에서 수행하는 비행시험 시 발생될 위험을 완화할 수 있다. 또한 항공우주분야에서 복잡한 시스템을 통합하고 검증하는 데 적용하고 있는 참조모델을 기반으로 시스템 모델링 표준 언어인 SysML을 활용하여 모델기반 비행시험 시스템을 구현함으로써 다수의 유도무기 비행시험 설계에 적용할 수 있는 확장성을 갖고 있으며, 시뮬레이션 분석을 통해 비행시험에서 발생하는 문제를 조기에 식별하고 조치함으로써 시험평가 기간의 지연을 방지할 수 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권5호
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• pp.407-419
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• 2008

본 연구에서는 축 대칭 원뿔 형상 위의 압축성 경계층의 천이 지점을 선형 안정성 이론과 -method를 이용하여 예측하였다. 축 대칭 좌표계에서의 압축성 유동 지배 방정식으로부터 압축성 원뿔 경계층의 선형 안정성 방정식을 얻었으며 안정성 방정식을 2차 정확도의 유한 차분법을 이용하여 계산하는 수치 프로그램을 개발하였다. 개발 된 코드로 원뿔 경계층의 안정성 특성 및 2차원 교란의 증폭률을 계산하고 실험결과와의 비교를 통해 검증을 수행하였다. 얻어진 교란의 증폭률을 활용하여 -method를 통해 천이지점 예측을 수행하였다. 풍동 시험 및 비행 시험 결과와의 비교를 통해 비행 조건에 있는 마하수 4와 8사이의 원뿔 경계층에 대한 본 연구의 천이지점의 예측 능력을 확인하였다. 또한 벽면 냉각이 경계층 내부 교란의 안정성 및 천이 지점에 미치는 영향을 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.26-33
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• 2004

In this study, a boundary-layer bleeding and a two-staged fuel injection were applied to a scramjet engine for suppressing unstart transition and improving the thrust performance under Mach 6 flight conditions. With the boundary-layer bleeding, the engine could operate without unstart transition around at the fuel equivalence ratio of unity ($\Phi$ = 1). The thrust increment from the no fuel condition (dF) increased to 2460 N, which was about 1.4 times as large as that of the case without the bleeding and maximum in our Mach 6 tests. It was confirmed that the boundary-layer bleeding suppressed the separation during the engine operation. The two-staged fuel injection was less effective for improving the thrust performance com-pared with the single-staged one with the bleeding at Mach 6.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제7권5호
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• pp.441-458
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• 2020

Rectangular-to-Ellipse Shape Transition (REST) inlets are a class of inward turning inlets designed for hypersonic flight. The aerodynamic design of REST inlets involves very complex flows and shock-wave patterns. These inlets are used in highly integrated propulsive systems. Often the design of these inlets may require many geometrical constraints at different cross-section. In present work a design approach for hypersonic inward-turning inlets, adapted for REST inlets, is coupled with a multi-objective optimization procedure. The automated procedure iterates on the parametric representation and on the numerical solution of a base flow from which the REST inlet is generated by using streamline tracing and shape transition algorithms. The typical design problem of optimizing the total pressure recovery and mass flow capture of the inlet is solved by the proposed procedure. The accuracy of the optimal solutions found is discussed and the performances of the designed REST inlets are investigated by means of fully 3-D Euler and 3-D RANS analyses.

• 한국정보통신학회논문지
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• 제20권7호
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• pp.1363-1368
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• 2016

비행 시뮬레이터에서는 조종사에게 실제와 흡사한 가상현실을 제공하기 위해서는 원활하면서 현실감 있는 이미지 처리를 위한 일정한 렌더링 속도가 요구된다. 하지만 고해상도 지형 데이터를 사용하는 경우, 개체의 증가로 인해 렌더링 속도가 감소하거나 속도의 변동이 큰 경우가 발생하는 경우가 발생하므로 기존의 연구들은 이를 해결하기 위하여 Level of Detail (LOD)를 적용한다. 하지만, LOD기법의 경우 정점 수가 늘어난 것을 감지한 이후 레벨의 변경을 적용하므로 화면의 변화가 감지되는 문제점이 발생한다. 이를 해결하기 위하여 본 논문에서는 예측 알고리즘을 통해 다음 시점에서 늘어날 렌더링 데이터에 대한 과부하를 예측하고 미리 LOD의 레벨을 조절하는 방법을 제안한다. 또한, 제안된 방법을 검증하기 위해서 예측 데이터와 실제 데이터와 비교하였고 그 결과 LOD 레벨을 조절하였을 때 정점수가 줄어들고 FPS 수치가 변화하는 모습을 보여주었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권9호
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• pp.681-689
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• 2020

본 논문에서는 유도형 탄약의 모사 기체를 제작하고 공중에서 탄체에 롤축 회전을 인가한 뒤 롤축 저속 회전 중인 탄체의 롤각 추정 성능을 실험적으로 검증한 방법과 결과를 소개한다. 멀티로터형 무인기를 모선으로 사용해 유도형 탄약 모사 기체에 초기 속도와 고도를 부여하였으며 탄체 투하, 탄체 회전, 롤각 추정 및 안정화로 이어지는 비행 시험 시나리오를 통해 롤각 추정 결과를 분석한다. 약 200m의 고도에서 수평 방향으로 15m/s의 속력으로 탄체를 투하한 뒤 내부의 반동차(Reaction Wheel)를 사용하여 탄체를 회전시켰으며 특히, 상용 GPS/INS와의 비교를 통해 롤각 추정 결과를 제시한다. 아울러, 반동차를 이용하여 공중에서 탄체를 롤축 회전시키는 메커니즘들을 비교하고 실제 구현한 결과도 소개한다.

• 한국항행학회논문지
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• 제26권3호
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• pp.136-143
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• 2022

조종사의 역할은 항공사의 안전에 절대적으로 중요하다. 초기 비행훈련 단계에서 군과 민간 출신별 실제 비행에 필요한 조종사 역량 습득에 차이가 있는지를 확인하기 위해, 본 연구에서는 배경별 교육훈련의 진행상황과 효과를 분석하여 차별화된 역량기반 교육을 연구하고자 한다. 특히, 업무안배 능력은 다른 조종역량에 대한 이해가 바탕이 되어야 하여, 타 조종역량이 업무안배에 미치는 효과를 분석하여 교육 방안을 제시하고자 한다. 이를 위해 군과 민간 출신에 따라 ICAO가 정의한 8개 역량 중 정기 숙련도 점검 결과에 차이가 있는지 여부를 판단하며, 군과 민간 출신의 평균 차이 및 두 집단의 업무안배에 미치는 조종역량 요인을 분석하였다. 분석결과 업무안배에 미치는 요인으로서 의사소통 능력과 상황인식 능력이 중요한 요인으로 분석되었으며, 군출신의 경우는 상황인식 능력이 뛰어날수록 업무안배 능력이 높은 것으로 나타나는 반면, 민간출신의 경우 의사소통 능력이 뛰어날수록 업무안배 능력이 높아지는 것으로 나타남에 따라 업무안배 교육에 출신에 따른 차별화된 교육이 필요한 것으로 나타났다.

• Investigative Magnetic Resonance Imaging
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• 제2권1호
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• pp.83-88
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• 1998

목적 : 저자는 생체의 방추형 동맥류를 단순화 시킨 비박동성 방추형 유체 모형을 이용하여 방추형 유체의 자기공명 혈과조영술의 신호강도를 분석하고 컴퓨터를 이용한 유체의 모의 실험과 비교하여 임상적으로 방추형 동맥류의 자기공명 혈관조영술의 신호강도의 해석에 도움이 되는 자료를 얻고자 하였다. 대상 및 방법 : 증류수를 유체로 이용한 비박동성 방추형 동맥류 유체 모형에서 3D TOF MRA를 촬영하여 영상을 얻고 각 영상에서 유체의 평균 신호강도를 측정하였으며, 컴퓨터에서 동일 형태의 방추형 유체를 모의 실험하여 유속의 분포, 방향을 얻어 비교 분석하였다. 결과 : 자기공명 혈관조영술에서 방추형 유체의 유입부와 유출부의 신호강도는 균질한 신호 강도를 보였으나, 팽대부에서는 비균질한 신호강도를 보였으며, 유출부로의 이행부위에서는 중심부 저신호강도, 주변부 고신호강도의 과녁 모야으로 보였다. 방추형 유체의 평균 신호강도는 팽대부에서 서서히 감소하다가 유출부로의 이행 부위에서 급속히 감소하였다가 회복되어 유출부에서는 유입부와 같은 정도의 신호강도를 보였다. 컴퓨터를 이용한 모의실험에서 유입부와 유출부에서는 층류의 소견이었으며, 유입부 이행부위 빛 팽대부에서는 유속의 감소와 주변부로의 방향변화가 있었다. 유출부로의 이행부위에서는 유속이 급속히 회복되었고, 중심부분으로의 방향 변화가 현저하였다. 결론 : 방추형 유체는 자기공명 혈관조영술에서 유출부로의 이행부위에서 신호소실과 과녁모양을 보이며, 이는 급격한 유속증가 및 방향 변화에 따른 위상 전위 때문이다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제21권2호
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• pp.70-80
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• 2016

The comparison of two commercial codes(FLUENT and STAR-CCM+) and an open-source code(OpenFOAM) are carried out for the aerodynamic analysis of flight vehicles at low speeds. Tailless blended-wing-body UCAV, main wing and propeller of HALE UAV(EAV-3) are chosen as geometries for the investigation. Using the same mesh, incompressible flow simulations are carried out and the results from three different codes are compared. In the linear region, the maximum difference of lift and drag coefficients of UCAV are found to be less than 2% and 5 counts, respectively and shows good agreement with wind tunnel test data. In a stall region, however, the reliability of RANS simulation is found to become poor and the uncertainty according to code also increases. The effect of turbulence models and meshes generated from different tools are also examined. The transition model yields better results in terms of drag which are much closer to the test data. The pitching moment is confirmed to be sensitive to the existence and the location of transition. For the case of EAV-3 wing, the difference of results with ${\kappa}-{\omega}$ SST model is increased when Reynolds number becomes low. The results for the propeller show good agreement within 1% difference of thrust. The reliability and uncertainty of three codes is found to be reasonable for the purpose of engineering use. However, the physical validity and reliability of results seem to be carefully examined when ${\kappa}-{\omega}$ SST model is used for aerodynamic simulation at low speeds or low Reynolds number conditions.