• 항공우주시스템공학회지
• /
• 제11권5호
• /
• pp.20-27
• /
• 2017

본 논문에서는 멀티콥터 대기자료센서의 최적의 장착위치 선정을 위한 멀티콥터 주변 유동장 해석을 과정을 기술하였다. 유동해석을 위해서는 상용유동해석 프로그램인 STAR-CCM+를 사용하였으며 다면체기반의 격자시스템과 k-w SST 난류 모델링을 사용하였다. 회전하는 4개의 프로펠러의 상대운동을 모사하기 위해서는 비정렬격자 기반 중첩격자기법을 사용하였다. 해석과정에서는 정지비행, 전진비행, 상승 및 하강비행에 대하여 해석을 수행하였고 센서위치에 대하여 측정오차를 분석하였다. 장착위치 분석결과 센서의 위치가 회전면에서 프로펠러 지름 높이 이상에 위치하면 하강비행을 제외한 멀티콥터의 운용과정에서 1m/s 정도 이내의 속도오차를 보이므로 비교적 정확한 측정이 가능할 것으로 예측되었다.

• International Journal of Contents
• /
• 제2권2호
• /
• pp.1-5
• /
• 2006

The modeling and animation of natural phenomena have received much attention from the computer graphics community. Synthetic of natural phenomena are required for such diverse applications as flight simulators, special effects, video games and other virtual realty. In special effects industry there is a high demand to convincingly mimic the appearance and behavior of natural phenomena such as smoke, waterfall, rain, and fire. Particle systems are methods adequate for modeling fuzzy objects of natural phenomena. This paper presents particle system API(Application Program Interfaces) for generating special effects in virtual reality applications. The API are a set of functions that allow C++ programs to simulate the dynamics of particles for special effects in interactive and non-interactive graphics applications, not for scientific simulation.

• 제어로봇시스템학회논문지
• /
• 제14권12호
• /
• pp.1260-1265
• /
• 2008

This study deals with modeling and flight control of quadrotor type (QRT) unmanned aerial vehicles (UAVs). Rigorous dynamic model of a QRT UAV is obtained both in reference and body frame coordinate systems. A disturbance observer (DOB) based controller using the derived dynamic models is also proposed for robust hovering control. The control input induced by DOB is helpful to use simple equations of motion satisfying accurate derived dynamics. The experimental results show the performance of the proposed control algorithm.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제41권1호
• /
• pp.31-39
• /
• 2013

본 논문에서는 고정익항공기와 회전익 항공기의 장점을 결합시킨 신개념 복합형 무인항공기인 QTW(Quad Tilt Wing)의 종축 동특성을 연구한 결과를 기술하였다. 설계된 QTW 무인항공기는 Tandem Wing 형상을 가지며 각 주익의 끝단에는 프로펠러를 구동하는 모터를 장착하였다. 비행역학적 분석을 위해 모멘텀 이론을 이용해 추력을 계산하였으며, 틸트 각도에 따른 프로펠러의 Slip stream에 의한 양력과 항력을 고려한 비선형 모델링을 구축하였다. 또한 트림분석을 통해 설계된 비행체가 적절한 비행속도 대비 틸팅각을 가짐을 보여주었으며, 각 트림 점에서의 성분별 힘을 분석하였다. 각 비행 모드의 선형모델 고유치 분석하여 동적 특성을 분석하였으며 고정익모드로 전환됨에 따라 안정한 부분으로 극점이 이동함을 확인하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
• /
• 제13권2호
• /
• pp.170-187
• /
• 2012

Recent years have seen an outpour of revived interest in the use of airships for a number of applications.Present day developments in materials, propulsion, solar panels, and energy storage systems and the need for a more eco-oriented approach to flight are increasing the curiosity in airships, as the series of new projects deployed in recent years show; moreover, the exploitation of the always mounting simulation capabilities in CAD/CAE, CFD and FEA provided by modern computers allow an accurate design useful to optimize and reduce the development time of these vehicles.The purpose of this contribution is to examine the different aspects of airship development with a review of current modeling techniques for airship dynamics and aerodynamics along withconceptual design and optimization techniques, structural design and manufacturingtechnologies and, energy system technologies. A brief history of airships is presented followed by an analysis of conventional and unconventional airships including current projects and conceptual designs.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.266-267
• /
• 2017

본 연구에서는 중첩된 두 비행물체에서 단분리 시 일어나는 주위 유동장 해석에 초점을 맞춰 해석을 수행하였다. 수치적인 해석을 위하여 정지된 비행체에서 분리되는 실린더 형태의 부스터를 중첩격자를 이용하여 모델링 하였으며 상용해석코드인 CFD-FASTRAN$^{TM}$을 사용하여 계산하였다. 실제 현상을 모사하기 위하여 경계조건 및 외력을 도출하였으며 각 비행조건에 따른 부스터 분리 시 주위 유동장 해석을 수행하였다. 단분리 시의 비행속도와 받음각 조건에 대한 해석결과를 이용하여 실제 분리 현상을 모사할 수 있는 수치적인 경계조건을 파악하고 안전한 단분리 예측에 본 연구결과를 활용하고자 한다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제22권4호
• /
• pp.91-98
• /
• 2018

본 연구에서는 중첩된 두 비행물체에서 단분리 시 일어나는 주위 유동장 분석에 초점을 맞춰 해석을 수행하였다. 수치 해석을 위하여 정지된 비행체에서 분리되는 실린더 형태의 부스터를 중첩격자를 이용하여 모델링 하였으며 상용해석코드인 $CFD-FASTRAN^{TM}$을 사용하여 계산하였다. 실제 현상을 모사하기 위해서는 부스터에 대한 스프링 반발력, 중력, 상대 속도 등의 고려가 필수적인 요소였다. 연구결과, 부스터의 분리 시간은 비행 마하수와 받음각이 증가함에 따라 감소하는 것을 확인할 수 있었으며, 현재까지의 결과를 종합하여 볼 때 본 연구에서 수행한 모델링과 경계조건 등의 구성이 비행시험의 안전한 부스터 분리와 이후 시퀀스를 예측하는데 많은 도움을 줄 것으로 판단된다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
• /
• 한국전산유체공학회 2009년 춘계학술대회논문집
• /
• pp.70-74
• /
• 2009

The helicopter development technology is improved by the increasing of computing power and advanced test facilities. The increasing efficiency of fuel consuming by the developing of improved lift-to-drag rotor system is the major issue, the noise reduction for ecology(civil area) and increase of survivability to reduce noise detection(battlefield) also are important. This investigation shows the helicopter external noise flight test methods, conventional military helicopter's(UH-60) experimental results and the numerical modeling method for aero-acoustic of rotor blade and the result of CAA(Computational Aero-Acoustic) for main rotor blade.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
• /
• 한국전산유체공학회 2008년도 학술대회
• /
• pp.302-307
• /
• 2008

The development technology for the helicopter is improved by the increasing of computing power and advanced test facilities. The increasing efficiency of fuel consuming by the developing of improved lift-to-drag rotor system is the major issue, the noise reduction for ecology(civil area) and increase of survivability to reduce noise detection(battlefield) also are important. This investigation shows the classification of helicopter external noise and requirements, the noise flight test methods, the numerical modeling method for aero-acoustic of rotor blade and the result of CAA(Computational Aero-Acoustic) for main rotor blade.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
• /
• 한국전산유체공학회 2008년 추계학술대회논문집
• /
• pp.302-307
• /
• 2008

The development technology for the helicopter is improved by the increasing of computing power and advanced test facilities. The increasing efficiency of fuel consuming by the developing of improved lift-to-drag rotor system is the major issue, the noise reduction for ecology(civil area) and increase of survivability to reduce noise detection(battlefield) also are important. This investigation shows the classification of helicopter external noise and requirements, the noise flight test methods, the numerical modeling method for aero-acoustic of rotor blade and the result of CAA(Computational Aero-Acoustic) for main rotor blade.