• 한국항행학회논문지
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• 제25권3호
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• pp.185-193
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• 2021

항공기의 성능 개선이나 관련 법규의 요건 만족을 위해 항공기 시스템 개조는 필요하다. 이러한 개조를 위해 기술력이나 항공기의 감항성을 위한 설계 검증, 형식 증명에 대한 부가형식증명(STC)의 인증 절차는 적절한 표준이 요구된다. 본 연구는 국내 항공기 개조 현황과 수요를 분석하고 현재의 부가형식증명 절차를 검토하여 그 문제점을 진단한다. 또한 늘어난 항공기의 수명에 대하여 개조기술 및 인증 능력 향상방안을 연구한 결과 개조 조직의 인가와 분야별 전문 엔지니어 자격 임명 그리고 교육 체계 개선이 요구되었고 국내 부가형식증명 절차의 개선을 도출하였다.

• 한국항행학회논문지
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• 제24권3호
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• pp.163-172
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• 2020

무인항공기 사고 발생 시 사후 조사를 위한 비행자료 기록장치는 항공기 추락에 따른 극한환경에 노출된 후 비행자료를 정상 복원할 수 있도록 EUROCAE(European Organization for Civil Aviation Equipment)의 ED-112 규격을 준수하여야 한다. ED-112 규격은 유인항공기를 포함한 모든 항공기의 일반적인 요구사항을 규정하고 있기 때문에 특정 플랫폼의 형상 및 운용개념에 따라 적합한 설계 요구사항을 선택적으로 적용하여야 하므로 소프트웨어에 대한 세부 요구사항 분석이 필수적이다. 본 논문에서는 무인항공기에 적합한 소프트웨어 요구사항을 분석하고 이를 고려한 비행자료 기록장치 소프트웨어의 설계 방안을 제안한다. 또한 구현된 소프트웨어가 모든 요구사항을 고려하여 설계되었는지 확인하기 위한 각 요구사항에 대한 소프트웨어 검증 방안을 제시한다.

• 드라이브 ㆍ 컨트롤
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• 제20권1호
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• pp.1-7
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• 2023

In this study, the structural stability of the tank room of an aircraft rescue fire engine is to be studied. The tank room of the aircraft rescue fire engine is filled with fire extinguishing water and chemicals. Fire extinguishing water and chemical are filled to a capacity of about 12.5 tons and are subjected to high stress. The tank room is made of PP material with low yield stress. Structural analysis of the tank room is performed and structural weakness is analyzed. In addition, if a structural problem occurs as a result of structural analysis, an analysis simulation result is presented to derive an improved design and to show the validity of the structural stability of the tank room.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제16권2호
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• pp.146-153
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• 2013

Visual information and aural warning of independent aircraft survivability equipment increase the pilot workload and limit the effective countermeasures. For increase the aircraft survivability, Integrated design of survivability display and aural warning need to consider pilot intuitions. If pilot aware the threat by intuition, evade or escape from the threat using the countermeasures equipment, it will increase the survivability. This paper describe the design and verification of for Utility Helicopter survivability equipment.

• 대한전자공학회:학술대회논문집
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• 대한전자공학회 1998년도 추계종합학술대회 논문집
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• pp.405-408
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• 1998

Generally, the principle function of simulator control loading system is to provide the pilot or student with the "feel" of the actual aircraft flight control systems during flight, taxing, and in malfunction. Flight control "feel" is the resistance felt by the pilot when moving a control stick or pedal, coupled with the amount of control surface deflection, and hence aircraft response, resulting from the input. Therefore, the control loading servo must be capable of performing to some general list of requirements derived from real aircraft control forces. In this paper, we deal with a $\mu-controller$ design for a control loading system of the flight simulator. For this, we derive a frequency response of the hydraulic system from the identification data and then design a controller using a $\mu-synthesis$ method. Under the same condition of simulation, $\mu-controller$ provides the superior performance than PID controller.than PID controller.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제1권4호
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• pp.22-27
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• 2007

The 150 gal Ion EFT(External Fuel Tank) used to enlarge the aircraft operation range was adopted an import equipment in T-50 FSD phase. But in Production phase the EFT was planed to develop for the stable ILS(Integrated Logistics Support) and technical ability improvement by using the composite materials. The design for configuration and fuel system is intended to maintain compatibility with aircraft systems and the development test is performed on component, assembly and aircraft. This study is conducted to provide the technology of design and test for the 150 gallon composite EFT in LRU level. The test results show that the composite EFT is satisfied with structural, functional and environment requirements which are described in specification.

• 대한안전경영과학회지
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• 제19권2호
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• pp.63-68
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• 2017

Safety flight training can be done, through the platform proposed in this paper. This paper designed a flight dynamic model and identified essential functions in order to enable pilots to simulate a training environment similar to the actual. It also design activity diagram, concept as well as class diagram. This paper presents the main features and direction of aircraft to be equipped in the future standard platforms. By design main class of flight dynamic and description. it will help developer to setup the standard platform for aircraft simulation.

• Nuclear Engineering and Technology
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• 제52권2호
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• pp.417-428
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• 2020

Investigations of the commercial aircraft impact effect on nuclear island infrastructures have been drawing extensive attention, and this paper aims to perform the safety assessment of Generation III nuclear power plant (NPP) buildings subjected to typical commercial aircrafts crash. At present Part III, the local damage of the rigid components of aircraft, e.g., engine and landing gear, impacting the steel concrete (SC) structures of NPP containment is mainly discussed. Two typical SC target panels with the thicknesses of 40 mm and 100 mm, as well as the steel cylindrical projectile with a mass of 2.15 kg and a diameter of 80 mm are fabricated. By using a large-caliber air gas gun, both the projectile penetration and perforation test are conducted, in which the striking velocities were ranged from 96 m/s to 157 m/s. The bulging velocity and the maximal deflection of rear steel plate, as well as penetration depth of projectile are derived, and the local deformation and failure modes of SC panels are assessed experimentally. Then, the commercial finite element program LS-DYNA is utilized to perform the numerical simulations, by comparisons with the experimental and simulated projectile impact process and SC panel damage, the numerical algorithm, constitutive models and the corresponding parameters are verified. The present work can provide helpful references for the evaluation of the local impact resistance of NPP buildings against the aircraft engine.

• 대한기계학회논문집A
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• 제39권6호
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• pp.611-615
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• 2015

비행기 방어용 대공포는 저고도 방어체계로 사용되고 있으며, 방어능력 극대화를 위해 대부분 고발사율 대공포를 두개 이상 탑재하여 교전 시 명중률을 높이고 있다. 고 발사율 대공포의 경우, 포열진동 및 탄의 불균형 분산은 정확한 조준사격 및 명중률에 아주 결정적인 영향을 미치게 된다. 따라서 사격 진동 및 충격량을 감소하는 구조는 대공포 체계에서는 주요 설계 대상이다. 본 연구에서는 차량의 현가장치 특성에 따라 고발사율 대공포 체계에서 발사시스템의 진동충격으로부터 차단하는 능력을 향상시키고, Recurdyn 과 Adams 를 이용한 동적 거동해석과 실 사격 시험결과를 비교하여 명중률에 영향을 미치는 현가 형태, 위치 및 수량에 따른 체계 자세 흔들림을 예측하였다. 본 연구를 통하여 대공포에 적합한 현가장치와 포 스프링 등과 같은 구성품을 선정할 수 있는 기초연구를 수행하였다.

• 한국항행학회논문지
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• 제24권4호
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• pp.261-266
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• 2020

항공기 장착물에 KW급 전력변환장치가 탑재되는 경우, 전력 변환 시 발생하는 대량의 발열에 대한 방열설계가 고려되어야 한다. 적절한 방열을 하지 못하는 경우, 장비 오작동 및 화재의 우려가 발생하며 이는 항공기 운항에 있어 치명적인 요인이 될 수 있다. 본 논문은 항공기 장착물에 탑재되는 KW급 전력변환장치의 방열설계에 관하여 기술하였다. 전산해석을 통한 설계 및 제작 후 시험을 수행하였으며, 고전력 변환에 따른 발열부품의 급격한 발열 현상을 확인하여 해석 모델을 보정하였다. 모델 보정 후 방열구조가 개선된 형상으로 설계를 개선하였으며, 미 군사규격인 MIL-STD-810G 의 고온동작 시험을 수행하여 개선된 형상의 타당성을 검증하였다.