• 한국항공우주학회지
• /
• 제45권7호
• /
• pp.539-549
• /
• 2017

본 논문에서는 마하 3의 초음속 유동 환경에서의 슈라우드 분리 특성 연구를 위한 시험을 수행하였다. 시험은 분리 구조물의 시험이 가능한 수직 자유 젯 풍동에서 이루어졌다. 분리시험용 슈라우드는 시험 목적과 시험 환경에 맞게 소형화한 축소형 모델을 사용하였으며 외부 유동의 하중을 고려해 잠금/전개장치를 설계하였다. 고속카메라를 활용해 슈라우드가 전개되는 동안 슈라우드에서 생성되는 충격파 변화 양상과 슈라우드 전개/분리 거동을 기록하였다. 또 첨두부 동체 표면에는 압력센서를 적용해 슈라우드가 전개되는 동안 첨두부 표면에 작용하는 비정상 압력을 계측하였다. 시험자료 분석 결과, 슈라우드 분리기술 연구에 필요한 슈라우드 분리 영상 및 첨두부 비정상 압력 자료를 획득하였다. 아울러 외부 유동의 온도와 방향 조건에 따른 슈라우드 분리 거동과 충격파 변화 양상 그리고 첨두부 표면 압력 변화 특성을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제36권7호
• /
• pp.628-633
• /
• 2008

십자형 낙하산은 원형 낙하산에 비해 제작상의 이점과 비용상의 이점이 있지만, 비정상 상태의 조건에 대해 많은 제약을 가지고 있다. 본 연구는 십자형 낙하산의 단점을 개선하여 더 나은 형태의 낙하산을 개발하는데 목적을 두고 있으며, Reefing을 통해 이러한 단점들을 개선 할 수 있을 것이라 기대하고 있다. 공력 특성 중에 낙하산의 성능에 가장 크게 작용하는 항력, 안정성, 진동에 대해 풍동 시험을 진행 하였으며, Reefing 효과로 인해 변화되는 낙하산의 형태와 성능들에 대해 연구 할 수 있었다.공력 계수를 얻기 위한 풍동시험은 6분력 피라미달 밸런스와 전방 고정부에 설치된 로드셀에 의해 측정이 되었다. 4개의 십자형 낙하산을 제작하였고, 각각의 값들을 비교하였다. Reefing line ratio에 따라 공력계수들의 변화를 알 수 있었다. 또한 reefing 효과에 따라 separation edge가 발생되어 십자형 낙하산의 안전성 향상을 확인할 수 있었다. 본 연구를 통해 기존 십자형 낙하산의 단점인 안정성을 향상시켜 다양한 분야에서 새로운 십자형 낙하산이 사용될 것이라 기대된다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제43권3호
• /
• pp.224-231
• /
• 2015

람다 날개 형상의 공력 계수에 대한 실험적 연구를 국방과학연구소의 중형아음속 풍동에서 수행하였다. 본 연구의 주목적은 옆미끄럼각의 변화에 따라 다양한 공력 계수가 어떻게 변화하는지를 조사하는 것이다. 옆미끄럼각이 $0^{\circ}C$인 경우, 피칭 모멘트가 급격히 불안정해지는 현상을 확인하였으며, 옆미끄럼각이 증가함에 따라 pitch break 현상이 더 높은 받음각에서 발생하는 것을 확인하였다. 롤링 모멘트는 옆미끄럼각이 있는 경우 pitch break와 유사한 특성을 보여준다. 이런 경향은 옆미끄럼각이 증가할수록 더 심하게 나타났다. 요잉 모멘트는 높은 받음각에서 옆미끄럼각에 따라 기울기가 크게 변화하였고 불안정한 방향 안정성이 뚜렷이 나타났다. 모멘트의 이런 특성들은 비행 제어를 위해서는 보다 효과적인 조종성 증가 장치가 필수적이란 것을 의미하고 있다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제6권1호
• /
• pp.55-62
• /
• 2002

미세수적과 레이저 평면광을 사용하여 새로운 유동의 가시화 방법을 제안하였다. 미세수적은 약 5 내지 $10\mu\textrm{m}$ 크기로 가정용 초음파 가습기를 사용하여 생성시켰다. 조명은 3 W의 알곤 이온 레이저와 원통형 렌즈를 사용하여 레이저 평면광을 특정 와류장 단면에 형성시켰다. 이와 같은 새로운 유동의 가시화 방법을 측정부의 크기가 $0.9 m(W){\times}$0.9 m(H){\times}2.1 m(L)$$인 공군사관학교의 소형 풍동을 통하여 적용하였다. 가시화 결과를 통하여 미세수적을 이용한 새로운 가시화 방법이 풍동실험에 적용하기에 비교적 용이하며, 안전한 방법임을 보였다. 아울러 이 방법은 일반적으로 풍동실험에 적용되고 있는 스모크 가시화의 단점들을 보완함은 물론, 좀 더 높은 유동속도에서도 적용할 수 있었다.

• 한국의류학회지
• /
• 제30권4호
• /
• pp.615-622
• /
• 2006

A tool to evaluate the subjective wearing comfort of caps from the objective measurement of pressure was developed. Comfortable Fittability Index(C.F.I) and Holding Power(HP) were defined to represent the subjective wearing comfort of caps. As a preliminary step to define the Comfortable Fittability Index(C.F.I), average pressure, pressure distribution, standard deviation of pressure were obtained and subjective sensation were evaluated by wearing caps. Also Holding Power(HP) was estimated from wind tunnel testing. Two sets of caps were evaluated, one set made of elastic fabric(F-caps) and the other set made of non-elastic fabric(S-caps). F-caps begin to be taken off by the higher wind velocity and thus exhibited higher values of Holding Power. On the other hand, F-caps exerted lower average pressure, narrower pressure distribution, smaller standard deviation.

• Smart Structures and Systems
• /
• 제23권6호
• /
• pp.579-587
• /
• 2019

In this paper, pounding tuned mass dampers (PTMDs) were designed to mitigate the multi-mode vortex-induced vibration (VIV) of stay cable utilizing the viscous-elastic material's energy-dissipated ability. The PTMD device consists of a cantilever metal rod beam, a metal mass block and a specially designed damping element covered with viscous-elastic material layer. Wind-tunnel experiment on VIV of stay cable model was set up to validate the effectiveness of the PTMD on multi-mode VIV mitigation of stay cable. By analyzing and comparing testing results of all testing cases, it could be verified that the PTMD with viscous-elastic pounding boundary can obviously mitigate the VIV amplitude of the stay cable. Moreover, the installed location and the design parameters of the PTMD device based on the controlled modes of the primary stay cable, would have a certain extent suppression on the other modal vibration of the stay cable, which means that the designed PTMDs are effective among a large band of frequency for the multi-mode VIV control of the stay cable.

• 대한기계학회논문집B
• /
• 제34권3호
• /
• pp.325-331
• /
• 2010

3-컵 풍속계는 자동기상측정, 환경 모니터링, 풍력 발전에 필요한 풍속을 측정하기 위해 널리 사용되고 있다. 일반적으로 3-컵 풍속계의 회전부를 지지하는 베어링은 오염물질, 진동 또는 돌풍 등의 여러 요인에 의해 마모되기 쉽고, 이로 인해 풍속에 대한 출력 특성이 장기적으로 변한다. 따라서 3-컵 풍속계를 주기적으로 교정하여 풍속에 대한 출력 특성을 유지 및 관리해야 한다. 본 연구에서는 3-컵 풍속계가 설치된 현장에서 풍속계를 교정 할 목적으로 제트 유동을 이용한 현장용 교정 장치를 제작하였다. 현장용 교정 장치가 3-컵 풍속계를 교정할 수 있는지 확인하기 위해, 현장용 교정 장치의 제트 유동 특성을 측정하였다. 현장용 교정 장치를 가지고 5 종류의 3-컵 풍속계들을 교정하였고, 풍동에서 3-컵 풍속계를 교정한 결과와 비교하였다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
• /
• 제어로봇시스템학회 1997년도 한국자동제어학술회의논문집; 한국전력공사 서울연수원; 17-18 Oct. 1997
• /
• pp.1663-1666
• /
• 1997

The purpose of this paper is to find how to determine the controllability and stability derivatives form flight test and to display the stability of the Twinbee aircraft. There are various methods developed to find the derivatives : wind tunnel testing, predicted result from empirical data, flight test and so on. Among those methods, the estimation form flight test of real aricraft is the most reliable. We performed the flight test of Twinbee and recorded the states of aorcraft. Using those states and parameter setimation algorithem based on the Maximum Likdlihood(MMLE) criterion, we can estimate the controllability and stability derivatives. In this paper, wel will show the process form designing the proper flight test input to estimation of derivatives.

• 대한기계학회논문집B
• /
• 제31권8호
• /
• pp.688-693
• /
• 2007

To improve aerodynamic efficiency of the Smart Un-manned Aerial Vehicle(SUAV), vortex generator was applied along the wing upper surface during SUAV tests. Vortex generator, initially used in TR-S2 configuration to enhance lift characteristic, increased lift coefficient. Meanwhile vortex generator produced excessive drag and eventually reduced lift-to-drag ratio. To examine the effect of vortex generator's height, three different heights of vortex generator were used for various SUAV configuration. Vortex generator of 3mm height used in TR-S4 configuration produced 3.1% increase in maximum lift coefficient and 1.5% reduction in lift-to-drag ratio.

• 한국항공운항학회지
• /
• 제24권2호
• /
• pp.19-24
• /
• 2016

Positional stability analysis based on aerodynamic forces and induced moments of formation flight using two small aircraft models is presented. The aerodynamic force and moments of the trailing aircraft are analyzed in the aspect of flight stability. The induced moments with the change of local flow direction by wing-tip vortex from the leading aircraft can affect the flight positional stability of aircraft in closed formation flight. Aerodynamic forces and moments of trailing aircraft model are measured by 6-component internal balance at the 49 locations with vertical and lateral space between two aircraft models. Results are shown that the positional stability of trailing aircraft in formation flight can be analyzed by positional stability derivatives with vertical and lateral space. It is concluded that flying positions can be important factors for aircraft position stability due to induced aerodynamic force and moments with vertical and lateral spacing by the variation of flow pattern from the leading aircraft in formation flight.