• 한국전자통신학회논문지
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• 제18권3호
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• pp.509-520
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• 2023

항공기에서 소형 제트기까지 항공기에 적용되는 플라이 바이 와이어 시스템의 구성 및 특성등에 대하여 기술 하였다. 특히 비행조종컴퓨터 다중화 방안과 데이터 통신 버스, 조종면 작동기, 플라이 바이 와이어 시스템을 통하여 적용되는 제어 법칙 등에 대한 기술 개발 동향에 대해 고찰하였다. 전투기에 처음 적용되었던 플라이 바이 와이어 시스템은 여러 가지 장점으로 인해 까다로운 인증과정을 거쳐 민간 항공기에까지 적용되었고, 최근에는 소형제트기까지 적용 범위가 확장되고 있으며 미래에는 대부분 플라이 바이 와이어 항공기가 주를 이룰 것으로 전망된다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제14권2호
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• pp.133-139
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• 2013

Morphing aircraft capable of varying their wing form can operate efficiently at various flight conditions. However, radical morphing of the aircraft leads to increased structural complexities, resulting in occurrence of dynamic instabilities such as flutter, which can lead to catastrophic events. Therefore, it is of utmost importance to investigate and understand the changes in flutter characteristics of morphing wings, to ensure uncompromised safety and maximum reliability. In this paper, a study on the flutter characteristics of the folding wing type morphing concept is conducted, to examine the effect of changes in folding angles on the flutter speed and flutter frequency. The subsonic aerodynamic theory Doublet Lattice Method (DLM) and p-k method are used, to perform the flutter analysis in MSC.NASTRAN. The present baseline flutter characteristics correspond well with the results from previous study. Furthermore, enhancement of the flutter characteristics of an aluminum folding wing is proposed, by varying the outboard wing folding angle independently of the inboard wing folding angle. It is clearly found that the flutter characteristics are strongly influenced by changes in the inboard/outboard folding angles, and significant improvement in the flutter characteristics of a folding wing can be achieved, by varying its outboard wing folding angle.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권7호
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• pp.469-478
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• 2019

수직이착륙기(VTOL) 및 도심 항공 모빌리티와 같은 멀티로터형 비행체는 높은 기동성을 바탕으로 오늘날 널리 활용되고 있다. 멀티로터는 다수의 로터로 구성되어 후류 상호작용이 활발히 발생하고, 이로 인해 멀티로터의 공기역학 및 공력음향학적 특성이 단일 로터와 큰 차이를 보인다. 본 연구에서는 자유 후류 격자 기법 해석자를 활용하여 멀티로터의 후류 상호작용 효과를 규명하고자 하였다. 다양한 비행체와 운용조건의 비교를 위하여, 제자리 비행에서 로터 간격에 따른 효과와 전진 비행에서 전진비 및 전진 방향에 따른 효과를 확인하였다. 제자리 비행 시 후류 및 로터 사이의 상호작용으로 비정상 하중이 발생하였으며, 로터 사이 간격이 줄어들수록 하중 변화폭이 증가하였다. 이는 비정상 하중 소음을 발생시키고 소음 지향성에 변화를 가져온다. 전진 비행 시, 비행 방향에 따라서 비정상 하중 및 소음 특성에서 차이를 보인다. 단일 로터 해석 결과와 비교하였을 때, 멀티로터의 각각의 로터는 상대적 위치에 따라서 하중 소음의 크기와 지향성이 다르다. 결론적으로 후류 상호작용 효과에 대한 분석은 다양한 멀티로터 형상과 운용조건의 공력 및 공력소음 해석에 필수적이다.

• 스마트미디어저널
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• 제9권4호
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• pp.176-186
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• 2020

농작물들의 크기와 형태는 매우 다양하며 생육 환경도 각기 다르다. 따라서 드론을 활용하여 농약을 살포할 때에는 각 농작물에 대한 재배 환경과 특성이 고려되어야 하며, 이에 따라 드론의 비행고도, 전진속도 등 비행 조건이 달라져야 한다. 실제로 비행 조건에 따라 농약의 액적 유동이 크게 영향을 받게 되며, 살포 영역에 큰 변화가 발생하고 이로 인해 불균일한 액적 분포가 후류에 형성되어 농약의 전달 효율성이 떨어질 수 있을 뿐만 아니라 비산에 대한 위험성이 존재하게 된다. 본 논문에서는 농업용 드론을 사용하여 특성이 다른 3가지 농작물을 선정하고 드론의 비행 조건을 각각 다르게 하여 농약을 살포했을 때 후류에서의 노즐 유동을 수치해석을 통하여 분석하였으며, 전달되는 액체의 비율을 확률 밀도 함수의 평균 제곱근을 나눈 새로운 성능지수를 이용하여 비교함으로써 작물의 특성에 따른 드론의 농약 살포 가이드라인을 구축하고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권10호
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• pp.872-881
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• 2012

(주)쎄트렉아이는 지구관측위성의 주 탑재체로 사용될 고해상도 전자광학카메라, EOS-C Ver.3.0의 FM 개발을 완료하였다. EOS-C Ver.3.0 FM은 STM 열진공 시험 결과를 이용한 설계 최적화를 통해 STM 대비 향상된 열제어 성능을 갖도록 설계되었다. FM 개발 후, 인수(acceptance) 수준의 열진공 시험 수행을 통해 작업도(workmanship) 확인을 완료하였다. 또한 열평형 시험 결과를 이용하여 열-수치 모델에 대한 검증 작업을 수행, 열-수치 모델이 EOS-C Ver.3.0 FM의 실제 열적 특성을 잘 모사하고 있음을 확인하였다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제16권1호
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• pp.346-353
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• 2015

이 연구는 항공사 객실승무원의 소진이 인구통계학적 특성에 따라 고객지향성에 미치는 영향에 차이에 대하여 연구하였다. 구체적으로 소진이 결혼 여부, 나이, 직위, 근무시간, 월 비행시간에 따라 고객지향성에 끼치는 영향을 분석하였다. 연구결과 나이, 직위, 근무시간 등에서 차이가 나타났다. 첫째, 나이 30세 이상은 비인격화, 30세 미만은 감정적 고갈이 고객 지향성에 부정적 영향을 끼치는 것으로 나타났다. 둘째, 직급에 관계없이 비인격화는 고객지향성에 부정적 영향을 끼치는 것으로 나타났으며, 감정적 고갈은 승무원에게만 고객지향성에 부정적 영향을 주는 것으로 나타났다. 셋째, 근무시간은 8년 이상에서는 비인격화, 8년 미만에서는 비인격화와 감정적 고갈이 고객지향성에 부정적 영향을 주는 것으로 나타났다.

• 유통과학연구
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• 제17권7호
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• pp.5-13
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• 2019

Purpose - In order for companies to be competitive and adapt to the trend of development, it is important for many airlines to secure outstanding human resources and the need to nurture them. It can be expected that by systematically analyzing and organizing the characteristics and types of competences considering the duties of the airline cabin crew, the personal and organizational capacities of the cabin crew can be defined and presented theoretically. Research Design, Data, and Methodology - This survey was conducted over a seven-month period from February 1 to September 30, 2018 and was designated as a domestic airline flight attendant. Direct visits to Incheon International Airport and Gimpo International Airport were also conducted through an online questionnaire. A total of 515 questionnaires were used for empirical analysis. To verify two hypothesis of this study, a regression analysis and exploratory factor analysis (EFA) were performed using SPSS WIN 26.0. Results - Analysis on the impact of personal capacity of airline cabin crew on job satisfaction showed that technical competence, knowledge capacity and ability capacity, which are sub-factor factors of personal capacity, had a positive effect on job satisfaction. Recovery resilience also plays a positive role in relationships between individual competence and job satisfaction. Conclusions - It has been empirically analyzed that the personal characteristics of the airline crew have a significant effect on flight attendant's job satisfaction. It can be seen that flight attendants tend to perform well beyond what is required in their duties, and that active and confident cabin crew members tend to perform well in the direction of improving their duties, and are also highly satisfied with their duties.

• 한국소음진동공학회논문집
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• 제22권5호
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• pp.480-488
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• 2012

The aircrafts with high aspect ratio wings made by a composite material have been developed, which enable high energy efficiency and long-term flight by reducing air resistance and structural weight. However, they have difficulties in securing the aeroelastic stability such as the flutter because of their long and flexible wings. The flutter is unstable self-excited-vibration caused by interaction between the structural dynamics and the aerodynamics. It should be verified analytically prior to first flight test that the flutter does not happen in the range of flight mission. Normally, the finite element model is used for the flutter analysis. So it is important to construct the finite element model representing dynamic characteristics similar to those of a real aircraft. Accordingly, in this research, to acquire dynamic characteristics experimentally the modal test of the aircraft with high aspect ratio composite wings was conducted. And then the modal parameters from the finite element analysis(FEA) were compared with those from the modal test. To make analysis results closer to test results, the finite element model was updated by means of the sensitivity analysis on variables and the optimization. Finally, it was proved that the updated finite element model is reliable as compared with the results of the modal test.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권11호
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• pp.1073-1079
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• 2009

본 연구에서는 전진 비행하는 헬리콥터 로터 블레이드 표면의 압력장에 대한 공력 특성 분석 및 차수축소모델 구축을 위해 적합직교분해 (POD) 방법을 이용하였다. 에너지가 큰 특정 모드를 기반으로 전진 비행하는 비정상 로터 블레이드에 대한 공기역학적 특성을 분석하였으며, CFD 계산 결과의 검증을 위해 제자리비행에 대한 실험 결과와 비교하였다. 수렴속도를 향상시키기 위해 Multi-grid 기법을 사용하였으며, 회전하는 로터 블레이드 주위의 비정상 유동을 모사하기 위해 슬라이딩 격자를 이용하였다. 그 결과 240개의 Snapshot에 대해 에너지율 99% 이상을 포함하는 지배적인 POD 모드 7개가 선정되었으며, POD 모드와 전개 계수를 이용하여 차수축소모델을 성공적으로 구축하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제13권1호
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• pp.43-57
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• 2012

In a modern aircraft, there are many variations in its mass, stiffness, and aerodynamic characteristics. Recently, an analytical approach was proposed, and this approach uses the idea of uncertainty to find out the most critical flight flutter boundary due to the variations in such aerodynamic characteristics. An analytical method that has been suggested to predict robust stability is the mu method. We previously analyzed the robust flutter boundary by using the mu method, and in that study, aerodynamic variations in the Mach number, atmospheric density, and flight speed were taken into consideration. The authors' previous attempt and the results are currently quoted as varying Mach number mu analysis. In the author's previous method, when the initial flight conditions were located far from the nominal flutter boundary, conservative predictions were obtained. However, relationships among those aerodynamic parameters were not applied. Thus, the varying Mach number mu analysis results required validation. Using an optimization approach, the varying Mach number mu analysis was found out to be capable of capturing a reasonable robust flutter boundary, i.e., with a low percentage difference from boundaries that were obtained by optimization. Regarding the optimization approach, a discrete nominal flutter boundary is to be obtained in advance, and based on that boundary, an interpolated function was established. Thus, the optimization approach required more computational effort for a larger number of uncertainty variables. And, this produced results similar to those from the mu method which had lower computational complexity. Thus, during the estimation of robust aeroelastic stability, the mu method was regarded as more efficient than the optimization method was. The mu method predicts reasonable results when an initial condition is located near the nominal flutter boundary, but it does not consider the relationships that are among the aerodynamic parameters, and its predictions are not very accurate when the initial condition is located far from the nominal flutter boundary. In order to provide predictions that are more accurate, the relationships among the uncertainties should also be included in the mu method.