• 호남수학학술지
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• 제34권1호
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• pp.103-111
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• 2012

Wetzel[5] proved if ${\Gamma}$ is a closed curve of length L in $E^n$, then ${\Gamma}$ lies in some ball of radius [L/4]. In this paper, we generalize Wetzel's result to the non-Euclidean plane with much stronger version. That is to develop a lower bound of length of a triangle inscribed in a circle in non-Euclidean plane in terms of a chord of the circle.

• 한국공간정보시스템학회 논문지
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• 제11권1호
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• pp.115-126
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• 2009

최근 무선 통신과 모바일 측위 기술의 발전으로 위치 기반 서비스(Location-Based Service)의 이용이 확산되었다. 그러나 위치 기반 서비스에서 사용자는 사용자의 정확한 위치를 가지고 데이터베이스 서버에 질의를 요청하기 때문에, 사용자의 위치 정보가 상대방에게 노출될 수 있다. 따라서 모바일 사용자에 의한 안전한 위치기반 서비스의 사용을 위해서는 사용자의 개인 정보 보호 방법이 요구된다. 이를 위해 본 논문에서는 위치기반 서비스에서 사용자의 위치정보를 보호하기 위하여, 분산 그리드 환경에서 힐버트 커브를 이용한 효율적인 cloaking 영역 설정 기법을 제안한다. 제안하는 기법은 K-anonymity를 만족하는 cloaking 영역을 생성하기 위해 힐버트 커브의 특성을 분석하고 이를 통해 이웃 셀의 힐버트 커브값을 계산하여 최소화된 cloaking 영역을 설정한다. 아울러, 네트워크 통신비용을 줄이기 위해 분산 해쉬 테이블 구조인 Chord를 사용한다. 마지막으로 성능평가를 통해서 제안하는 기법이 기존의 그리드 기반 cloaking 기법보다 우수함을 보인다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권12호
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• pp.1017-1024
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• 2012

깃끝단 후퇴각을 가지는 최신 터보프롭 항공기의 프로펠러 블레이드에 대한 공력설계 및 해석을 수행하였다. 프로펠러 형상 설계를 위한 익형은 HS1 계열을 적용하였다. 와류-깃요소 이론(Vortex-Blade element theory)을 기반으로 하고 최소에너지 손실 조건을 만족하는 Adkins의 방법을 적용하여 Conventional 프로펠러 블레이드에 대한 공력설계 및 성능해석을 하였다. 목표 항공기의 설계점에서 코드 길이와 피치각을 변경해 가며 프로펠러 형상을 생성하였다. Conventional 프로펠러 블레이드 형상 정보를 기반으로 코드 길이, 깃끝단 후퇴각을 수정 적용하여 최신 프로펠러를 설계하였다. 전산유체역학을 이용한 설계된 최신 프로펠러 공력특성 분석을 통하여 최신 프로펠러가 적절하게 설계되었음을 확인하였다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2003년도 추계학술대회
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• pp.759-764
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• 2003

Numerical simulations are conducted to investigate the mechanism of hovering flight by single flapping wing, and to examine the effect of the phase difference between the fore- and hindwings in hovering flight by two flapping wings. The numerical method used is based on an immersed boundary method in Cartesian coordinates. The Reynolds number considered is Re=150 based on the maximum translational velocity and chord length of the wing. For single flapping wing, the stroke plane angles are $0^{\circ}$, $30^{\circ}$, $60^{\circ}$, $75^{\circ}$ and $90^{\circ}$ and the downstroke angles of attack are varied for each stroke angle. Results show that for each stroke plane angle, there is an optimal angle of attack to maximize the vertical force. Below the stroke angle of $60^{\circ}$, wake capturing reduces the negative vertical force during the upstroke. For two flapping wings, The phase lags of the hindwing are $0^{\circ}$, $90^{\circ}$, $180^{\circ}$ and $270^{\circ}$. The amplitudes of the stroke are 2.5 and 4.0 times the chord length at each phase lag. The results show that maximum vertical force is generated when the phase lag is zero, and the amplitude of the vertical force is minimum at the phase lag of $180^{\circ}$.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제22권4호
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• pp.527-536
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• 2005

태양과 달에 의한 섭동력은 정지궤도 위성 궤도 평면의 수직 방향으로 영향을 미쳐 궤도경사각과 승교점 적경을 변화시킨다. 궤도경사각의 변화는 정지궤도 위성의 직하점 위도를 변화시키며 그 크기는 궤도경사각 크기와 같다. 따라서 추력기를 사용하여 위성의 궤도경사각과 승교점 적경을 조정함으로써 직하점 위도를 일정한 범위 내에서 유지시킬 필요가 있으며 이것이 정지궤도 위성의 남북방향 위치유지 (North-South station keeping)이다. 본 연구에서는 Track-Back Chord Target(TBCT), Maximum Compensation Target(MCT), Minimum Fuel Target(MFT) 기법의 비교 분석을 통해 통신해양기상위성 1호에 가장 적합한 남북방향 위치유지 기법을 결정하였다. 비교분석을 위해 세 가지 기법을 이용하여 2008년 12월부터 1년간 남북방향 위치유지 시뮬레이션을 수행하였다. 그 결과 통신해양기상위성 1호의 남북방향 위치유지 기법으로 1년간 필요한 속도증분이 가장 적은 MFT 기법과 위치유지시 궤도경사각 진화 범위가 가장 작은 TBCT 기법이 적합하다고 판단하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제14권1호
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• pp.150-157
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• 1997

인공위성의 궤도경사각을 제어하는 남/북 위치보존은 많은 연료를 소모하기 때문에 연료량을 효율적으로 절감할 수 있는 방법의 연구가 중요하다. 이를 위하여 궤도경사각의 변화를 영년항과 주기항으로 나누어 영년변화만을 보정함으로써 기동 연료량을 줄이는 MFT(Minimum Fuel Target)기법을 이용하여 무궁화 위성의 남/북 위치보존을 모의실험하였다. 임무기간(약 10년)동안 모의 실험한 결과를 남/북 위치보존을 위한 다른 두가지 방법인 MCT(Maximum Compensation Target)기법과 TBCT(Track-Back Cho가 Target) 기법으로 구한 연료량과 비교하였다. MFT 기법을 사용할 경우 두 기법에 비해 각각 최소 47일과 15일의 임무기간이 연장되는 것으로 나타났다.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제15권3호
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• pp.19-24
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• 2012

Propeller shall have high efficiency and improved aerodynamic characteristics to get the thrust to fly at high speed for the turboprop aircraft. That is way Clark-Y airfoil which is used to conventional 1600kW class aircraft propeller is selected as a blade airfoil. Adkins method is used for aerodynamic design and performance analysis with respect to the propeller design point. Adkins method is based on the vortex-blade element theory which design the propeller to satisfy the condition for minimum energy loss. propeller geometry is generated by varying chord length and pitch angle at design point of turboprop aircraft. The propeller design results indicate that is evaluated to be properly constructed, through analysis of propeller aerodynamic characteristics using the Meshless method and MRF, SM method.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 1998년도 유체기계 연구개발 발표회 논문집
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• pp.183-190
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• 1998

This paper introduces the part of efforts to develop a derivative type turbo-shaft engine from an existing baseline engine for multi-purpose helicopters targeting at 4000kg of take-off weight for 10-12 passengers. As a first step in meeting the development goal of increasing the output power to 840hp from 720hp with minimum modification, two stage axial compressor was redesigned to obtain the higher pressure ratio by removing the inlet guide vane and increasing the chord length. As a result, two stage axial compressors were designed to have the flow rate of 3.04 kg/s, the pressure ratio of 2.01 and the adiabatic efficiency of $85\%$. Its performance tests were carried out and verification of test results and redesign are under progress. Aerodynamic and structural analyses of the preliminary design are mainly described in this paper.

• International Journal of Fluid Machinery and Systems
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• 제4권2호
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• pp.229-234
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• 2011

For Lift-type Vertical Axis Wind Turbine (VAWT), it is difficult to evaluate the performance through the scale-model wind tunnel tests, because of the scale effect relating to Reynolds number. However, it is beneficial to figure out the critical value of Reynolds number or minimum size of the Lift-type VAWT, when designing this type of micro wind turbine. Therefore, in this study, the performance of several scale-models of Lift-type VAWT (Reynolds number : $1.5{\times}10^4$ to $4.6{\times}10^4$) was investigated. As a result, the Reynolds number effect depends on the blade chord rather than the inlet velocity. In addition, there was a transition point of the Reynolds number to change the dominant driving force from Drag to Lift.

• Structural Engineering and Mechanics
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• 제45권5호
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• pp.613-629
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• 2013

In this article we will present a method to directly evaluate the critical point of a non-linear system by using the solution of a polynomial eigenvalue approximation as a starting point for an iterative non-linear system solver. This method will be used to evaluate out-of-plane buckling properties of truss structures for which the lateral displacement of the upper chord has been prevented. The aim is to assess for a number of example structures whether or not the linearized eigenvalue solution gives a relevant starting point for an iterative non-linear system solver in order to find the minimum positive critical load.