• 한국전자파학회논문지
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• 제29권3호
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• pp.233-240
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• 2018

레이다를 사용한 미사일 표적의 정확한 탐지 및 추적을 위해서는 채프 구름의 레이다 반사 단면적(Radar Cross Section: RCS)에 대한 분석이 반드시 필요하다. 따라서 본 논문에서는 다양한 환경에서 보다 효과적인 채프 구름의 RCS 분석을 위해 채프 구름 내 채프들을 개별적으로 계산하여 합하는 RCS 예측 방법과 공기역학 모델 기반의 확률밀도분포 모델을 사용한 RCS 예측 방법을 비교 및 분석하였다. 여기서, 상기 두 기법을 보다 더 정밀하게 비교 및 분석하기 위해 본 논문에서는 상용 전자기 수치해석 소프트웨어인 FEKO 7.0을 활용하여 반 파장 다이폴 형태의 단일 채프 CAD 모델의 RCS 값을 획득하여 채프 구름의 RCS를 모사하였다. 분석 결과, 확률 밀도 분포 모델을 사용한 경우 보다 효율적으로 체프 구름의 RCS 값을 예측할 수 있음을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권2호
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• pp.159-166
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• 2018

본 연구에서는 소형민수헬기(Light Civil Helicopter, LCH)의 풍동시험에 필요한 축소 로터 블레이드에 대해 내부 구조설계와 동특성 및 하중해석을 수행하였다. 축소로터 풍동시험은 로터 시스템의 공력성능과 소음 특성을 평가하기 위해 수행되므로, 실제 크기의 로터시스템과 동일한 공력 특성을 모사할 수 있도록 축소 블레이드 설계 시 마하 스케일(Mach-scale) 기법을 적용하였다. 마하 스케일 블레이드는 실물 블레이드의 끝단속도(blade tip speed)와 동일한 값을 유지할 수 있도록 로터의 회전속도를 증가시켜야 하며, 블레이드 중량, 단면강성 및 고유진동수 등은 특정한 축소계수(${\lambda}$, scaling factor)를 통해 조정된다. 블레이드 내부의 주요 구성품인 스킨, 스파, 토션박스 등을 설계하기 위해 탄소섬유와 유리섬유 계열의 복합소재를 적용하였으며, 국내에서 수급이 가능한 프리프레그(prepreg) 형태의 복합소재를 적용하였다. 내부구조 설계가 완료된 블레이드에 대해 단면강성을 평가하기 위해 KSec2D 프로그램을 사용하였으며, 회전익 항공기의 통합해석 프로그램인 CAMRADII를 이용하여 축소 블레이드의 하중 분포와 동역학적 특성을 검토하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권3호
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• pp.197-209
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• 2018

본 연구에서는 전진 비행하는 쿼드 틸트 로터(Quad Tilt Rotor, QTR)에 대한 수치적 연구를 수행하여, 각 구성 요소에 의한 간섭효과와 위상차 및 로터 회전 방향 등 로터 운용조건에 의한 영향을 분석하였다. 효율적인 로터 유동장 계산을 위해 오픈소스 CFD 코드인 OpenFOAM에 Actuator Surface Method(ASM) 기법을 결합한 해석자를 사용하였다. 전 후방 날개의 양력은 날개 끝단에 부착된 로터의 회전 방향에 따라 증감하며 특히 후방 날개에서는 전 후방 로터에 의한 간섭효과가 복합적으로 나타난다. 전 후방 로터의 위상차에 의한 날개의 공력 성능 변화는 상대적으로 미미함을 확인하였다. 로터에서는 날개로 인한 폐쇄효과 발생에 따라 국소적으로 높은 추력이 발생한다. 특히, 후방 로터에서는 전방 나셀에서 발생한 후류의 간섭효과로 인해 전방 로터 대비 높은 국소적 추력이 발생한다. 또한 로터 간의 위상차에 따라 추력 요동의 진폭이 감소할 수 있음을 확인하였으며 운용 조건에 따른 전 후방 로터의 성능과 전체 비행체의 공력 성능을 비교, 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.671-679
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• 2008

The effect of Pre-cooled Turbojet Engine installation and nozzle exhaust jet on Hypersonic Turbojet EXperimental aircraft(HYTEX aircraft) were investigated by three-dimensional numerical analyses to obtain aerodynamic characteristics of the aircraft during its in-flight condition. First, simulations of wind tunnel experiment using small scale model of the aircraft with and without the rectangular duct reproducing engine was performed at M=5.1 condition in order to validate the calculation code. Here, good agreements with experimental data were obtained regarding centerline wall pressures on the aircraft and aerodynamic coefficients of forces and moments acting on the aircraft. Next, full scale integrated analysis of the aircraft and the engine were conducted for flight Mach numbers of M=5.0, 4.0, 3.5, 3.0, and 2.0. Increasing the angle of attack $\alpha$ of the aircraft in M=5.0 flight increased the mass flow rate of the air captured at the intake due to pre-compression effect of the nose shockwave, also increasing the thrust obtained at the engine plug nozzle. Sufficient thrust for acceleration were obtained at $\alpha=3$ and 5 degrees. Increase of flight Mach number at $\alpha=0$ degrees resulted in decrease of mass flow rate captured at the engine intake, and thus decrease in thrust at the nozzle. The thrust was sufficient for acceleration at M=3.5 and lower cases. Lift force on the aircraft was increased by the integration of engine on the aircraft for all varying angles of attack or flight Mach numbers. However, the slope of lift increase when increasing flight Mach number showed decrease as flight Mach number reach to M=5.0, due to the separation shockwave at the upper surface of the aircraft. Pitch moment of the aircraft was not affected by the installation of the engines for all angles of attack at M=5.0 condition. In low Mach number cases at $\alpha=0$ degrees, installation of the engines increased the pitch moment compared to no engine configuration. Installation of the engines increased the frictional drag on the aircraft, and its percentage to the total drag ranged between 30-50% for varying angle of attack in M=5.0 flight.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제15권5호
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• pp.33-42
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• 2021

현대 전투기는 정안정성 완화 개념을 적용하여 기동성과 성능을 향상시키는데, 천음속 비행영역에서는 충격파 형성과 더불어 감속기동 중 발생하는 공력중심 전방이동 현상에 의해 갑작스런 기수 들림이 발생하는 경향을 갖는다. 또한 천음속 중간 받음각 비행영역은 항공기 모델링이 어려워 모델 기반의 제어 방식은 이 문제를 해결하는데 한계를 갖는다. 이번 논문에서는 초음속 경전투기 모델을 이용하여 천음속 영역에서 감속선회 기동 중 모델 기반 증분형 동적 모델역변환 방식의 천음속 피칭모멘트 보상 제어(TPMC)와 모델과 센서를 기반으로 하는 Hybrid 증분형 동적모델 역변환(IDI) 제어의 성능을 분석하였다. 분석 결과, Hybrid 증분형 동적모델 역변환 제어는 천음속 피칭모멘트 보상 제어에 비해 빠른 초기 반응과 동등한 최대 수직가속도 제한 성능을 가지면서 조종사가 예측 가능한 비행성을 제공하여 천음속 중간 받음각 비행영역에서 하중제한 초과 방지 제어기의 성능을 크게 개선하였다.

• 한국음향학회지
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• 제42권1호
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• pp.7-15
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• 2023

최근 차량 내 공기 질에 대한 관심이 증가함에 따라 공기 질 측정을 위한 미세먼지 감지 센서의 사용이 보편화되고 있다. 차량 내 에어컨 시스템에 설치되는 미세먼지 감지 센서 내에는 센서에 직접적으로 먼지가 가라앉지 않도록 하기 위한 축류팬이 삽입되어 있다. 센서 작동 시 축류팬의 회전으로 인한 유동 소음은 미세먼지 감지 센서의 주요 소음원으로 작용한다. 차량의 전동화가 급격화가 진행되면서 이러한 유동소음은 미세먼지센서의 제품 경쟁력의 하나로 인식되고 있다. 본 연구에서는 이러한 미세먼지센서용 소형 축류팬의 유동 성능을 개선하여 동일 유량에서 소음을 점감하였다. 먼저 대상 소형 축류팬의 공기역학적 성능을 분석하기 위해 약 2000만 개의 격자로 구성된 가상 팬 성능시험기를 구축하였다. 또한, 유량의 정확한 예측 뿐만 아니라 유동소음의 직접 계산을 위하여 압축성 대와류모사법을 사용하여 유동장을 모사하였다. 수치방법의 유효성은 예측결과와 실험 결과와의 비교를 통하여 확인하였다. 유효성이 검증된 수치 기법을 이용하여 피치각이 유동 성능에 미치는 영향을 분석하였고, 유량을 최대화할 수 있는 피치각을 도출하였다. 최적 피치각을 적용한 축류팬을 사용했을 때 유량은 8.1 % 증가하고 동일 유량에서 소음이 0.8 dBA 감소함을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권11호
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• pp.891-899
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• 2013

본 논문에서는 전투기 주구조물에 적용할 수 있는 안테나 내장 스킨구조(CLAS)의 새로운 시험평가 절차를 제시하였다. 대수 주기 패치형 안테나를 통신항법용 다중대역 안테나로 설계하였다. 탄소/유리 섬유 강화 적층 복합재(CFRP/GFRP)를 공력하중을 지지하기 위한 구조로 사용하고 안테나 성능 향상을 위해 하니컴 층을 적층하였다. 여러 재질로 구성된 다층구조의 안테나 내장 스킨구조를 고온의 오븐에서 경화하였다. 내장된 안테나의 이득, 전압 정재파비, 방사패턴을 0.15GHz~2GHz 주파수 범위에서 무반향 챔버시설을 이용하여 측정하였다. 안테나 내장 스킨구조의 구조강도를 평가하기 위하여 인장, 전단, 피로, 충격 하중을 부가하는 구조시험을 수행하였다. 각각의 구조시험 후에 안테나 성능시험을 수행하여 초기 값과 비교하므로써 구조시험이 안테나에 미치는 영향을 확인하였다. 새로 개발한 안테나 내장 스킨구조 시험평가 절차를 통신항법용 CLAS에 적용하여 설계개선이 필요한 점을 발견하였다.

• 재활복지
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• 제18권4호
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• pp.237-255
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• 2014

특발성 파킨슨병(idiopathic Parkinson disease, IPD)은 알 수 없는 원인으로 인해 중뇌의 흑질신경세포가 손실되는 대표적인 퇴행성 신경계 질환이다. IPD 환자는 신체 운동 이상을 주로 호소하지만 이들 중 70~90%가 운동저하형 마비말장애(hypokinetic dysarthria)를 동반하는 것으로 알려져 있다. 진행된 심도의 IPD 환자의 운동 증상 호전에 가장 효과적인 치료 방법으로 알려진 시상밑부핵 심부뇌자극술(subthalamic nucleus deep brain stimulation, STN-DBS)은 말 산출에서는 그 효과가 일관되지 않게 보고된다. 이에 본 연구에서는 STN-DBS가 말 산출에 미치는 영향을 살펴보고, 연구에서 어떠한 말 평가 과제가 사용되었는지를 조사하기 위하여 medline을 통해 2012까지 이루어진 연구 논문을 수집하였다. 총 32편 중, 연구대상자들에서 술 후 말 상태의'호전'이 관찰된 논문은 42%,'악화'는 29%,'엇갈리는 결과'는 26%,'변화 없음'은 3%로 확인되었다. 말 효과 간에는 문맥발화(contextual speech)가 연구에 사용된 비중이 높을수록 술 후 말 상태는 부정적인 결과로 보고되었으며, 말 산출 단계 중 일부 단계(예: 호흡 및 발성만, 혹은 조음만)만이 반영된 평가 과제가 연구마다 선택적으로 사용되었음을 확인하였다. 이에 본 연구는 STN-DBS를 받은 IPD 환자의 말 평가는 말 산출 하부 단계를 모두 반영하는 문맥발화 과제를 통일적으로 사용할 것을 제안한다.

• 한국음향학회지
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• 제37권6호
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• pp.396-403
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• 2018

본 논문에서는 쾌적한 운전 환경을 제공하기 위해 자동차 시트를 냉각시키기 위한 고성능 및 저소음 원심팬을 개발하였다. 먼저 팬 성능 테스터 및 전산유체역학(Computational Fluid Dynamics, CFD) 시뮬레이션을 이용하여 기존 팬 장치의 유동 특성을 분석하였다. 예측한 유동장 분석을 통하여 팬 허브 팁 근처의 와류 및 팬 허브 상단의 정체된 유동 현상이 관측되었다. 이러한 와류 및 정체 유동을 줄이기 위해 두 가지 설계 요소를 고안하였다. 첫째, 팬 날개와 팬 하우징 최소 간극(cut-off)를 증가시켜 난류강도를 줄이고 그 결과로 전체적인 음압 레벨을 줄이고자 하였다. 둘째, 허브 형상은 정체 유동을 줄이기 위해 형상을 변경하였다. 제안된 설계의 타당성을 수치해석을 통해 확인하였다. 수치해석결과를 바탕으로 프로토타입을 제작하고 팬 테스터에서 측정한 성능 곡선(P-Q curve)과 반무향실에서 측정한 음압 레벨의 분석을 통해서 유동과 소음 성능의 향상을 확인하였다.

• 한국수소및신에너지학회논문집
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• 제25권5호
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• pp.509-515
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• 2014

At the fuel processing system (FPS) of fuel cell vehicle, hydrogen recirculation blower (HRB) is used for the recirculation of remained hydrogen after reaction. In this paper, noise and vibration improvement of HRB is studied by changing design and control. It is checked the campbell diagram and critical speed for stability of rotor, and housing stiffness is improved using simulation of frequency response function (FRF). A method is suggested that can decrease the unbalance amount of the rotor and impeller which main source of noise and vibration. In order to reduce the noise during deceleration of blower, electrical braking is applied and tested the risk impact of durability. Founded the optimum switching frequency of the motor control, and reduced the idle rpm by increasing of aerodynamic performance. The superiority of paper is proved by measurement of the improved product's noise and vibration.