• 한국복합재료학회:학술대회논문집
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• 한국복합재료학회 2004년도 춘계학술발표대회 논문집
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• pp.91-94
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• 2004

A cyclocopter with the cycloidal blades system can be the type of UAV which can combine the high-speed characteristics of the conventional airplane with the low-speed characteristics of the helicopter. The cycloidal blades system, which can be described as a horizontal rotary wing, offers powerful thrust levels, and a unique ability to change the direction of the thrust almost instantly. Rotor blades are designed to withstand tremendous transverse centrifugal loadings, and responding to a number of aerodynamic harmonic vibratory forcing frequencies. To reduce the weight and increase the strength, the blades are made of composite materials. The blades consist of the skin, spar, and trailing stiffener. In this study, static and dynamic behaviors of cyclocopter rotor blades are analyzed by using MSC/NASTRAN.

• 대한전기학회논문지:전기물성ㆍ응용부문C
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• 제52권1호
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• pp.19-24
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• 2003

Design and test results of a VRAG(Vacuum Rotary Arc Gap) switch were presented. To control the damage of electrodes caused by the vacuum arc, Lorentz's force by the radial magnetic field between spiral electrodes was used to rotate the vacuum uc. VRAG switch electrodes were made of the material of CuCr and OFHC. Gap distance between two spiral type electrodes for the rotation of the arc discharge is 8, 10, 12mm. In the cathode, one trigger electrode was inserted into each spiral wing. Normal operation of the VRAG switch was confirmed with 10.6[$mutextrm{s}$]of trigger delay and 2~3[$mutextrm{s}$] of the jitter time. The speed of the vacuum arc was measured to be 0.6 ~ 1[km/s] by a motion analyzer.

• 대한기계학회논문집A
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• 제37권5호
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• pp.685-691
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• 2013

로드셀형 풍향풍속계는 바람의 벡터적 성질을 이용한다. 본 연구를 통해 개발된 풍향풍속계는 기존과 달리 풍속계의 날개부가 회전하지 않는 고정형이다. 로드셀형 풍향풍속계를 개발하기 위해서는 측정된 4개 날개의 압력비와 풍향, 압력합과 풍속사이의 관계식을 각각 도출해야 한다. 본 연구에서는 압력비와 풍향사이의 관계식을 도출하기 위하여 각각 ANSYS CFX를 이용한 해석적 접근과 풍동실험을 이용한 실험적 접근을 적용하였다. 해석시 $0^{\circ}$에서 $90^{\circ}$까지 $7.5^{\circ}$ 간격으로 풍향조건을, 실험시 $10^{\circ}$ 간격으로 10가지 풍향조건을 설정하였다. 또한 실험 및 해석적 접근을 통해 압력비와 풍향사이의 관계식을 도출하였다.

• 한국지반환경공학회 논문집
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• 제20권8호
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• pp.13-20
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• 2019

지반보강을 위해 국내에서 널리 사용되고 있는 공법으로 약액주입공법, 앵커공법, 소일네일공법 및 마이크로파일공법 등을 들 수 있다. 이러한 지반보강공법은 보강재의 종류, 설치방법, 프리스트레스의 유무 및 그라우팅 방법에 따라 다양한 공법으로 개발되고 있으나, 공통적으로 지반보강재의 강성, 그라우트와 보강재의 마찰력 및 그라우트와 지반의 마찰력이 주요 설계변수이다. 따라서, 최적화된 지반보강재는 보강재 자체의 인장강도가 큰 재료로써 보강재와 그라우트사이의 마찰력이 크며, 그라우트와 지반사이의 마찰력을 향상시킬 수 있는 최적의 그라우팅 방법의 적용이 필요하다. 이에, 본 연구에서는 보강재의 형상과 그라우팅 방법에 따른 보강효과를 평가하고자 총 20여개의 실내모형실험을 실시하였으며, 실험결과 타공+날개보강형과 포스트그라우팅 방법이 보강 효과가 가장 우수한 것으로 나타났다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제20권7호
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• pp.20-25
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• 2019

본 연구에서는 동체착륙 방식의 소형 고정익 무인항공기의 구조적 취약점 분석 및 품질 개선에 대한 연구를 실시하였다. 소형 고정익 무인항공기는 일반 비행체와는 달리 활주로를 사용하지 않는 투척이륙과 동체착륙 방식을 많이 사용한다. 이러한 방식은 좁은 공간에서 이륙, 착륙이 가능하여 운용적으로 많은 장점이 있다. 하지만, 동체착륙은 비행체 구조에 강한 충격이 발생하여 작은 설계 오류로 심각한 파손을 발생시킬 수 있다. 본 연구 대상인 비행체 또한 착륙과정에서 특정 부위에 지속적인 파손이 발생하였다. 이러한 현상의 정확한 원인분석을 위해 파손이 발생한 부위를 3D 구조 해석프로그램(ABAQUS)을 활용하여 구조 해석을 실시하여 정확한 위치를 파악하였고 구조해석에 정확성을 높이기 위해 시편 시험을 통해 재료의 물성치 정보를 획득하였다. 해석 결과 구조적 취약점을 확인하여 개선을 진행하였고 품질이 향상된 구조물을 운용 중 최대 충격량의 1.5배의 더 높은 수준의 실제 충격시험을 통해 검증함으로써 연구의 타당성을 입증하였다.

• 한국운동역학회지
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• 제19권4호
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• pp.729-738
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• 2009

본 연구의 목적은 골프 퍼팅 시 숙련자와 초보자의 시각형태에 따른 운동학적 변인과 임펙트 시 퍼터 헤드의 정확성에 어떠한 차이가 있는지를 밝히는 것이다. 초보자 5명과 KPGA 세미프로 이상의 자격을 가진 5명의 선수들이 실험에 참여하였다. 3대의 카메라를 이용한 APAS(Ariel Performance Analysis System) 동작분석 시스템을 이용하여 퍼터헤드의 정확성과 운동학적 변인을 구하여 분석하였다. 본 연구의 결과로 퍼팅 시 볼의 정확성, 운동학적 분석의 결과를 토대로 볼 때, 숙련자 집단에서는 퍼팅 시 시선형태가 전혀 영향을 미치지 않았다. 이는 곧 숙련자 집단의 경우 장기간의 연습을 통해 관절 동작이 고정되어 있어 기계적인 스트로크를 한다는 것을 확인할 수 있었다. 하지만, 초보자 집단의 경우 시선형태에 따른 퍼팅 양쪽 모두 어느 정도의 장 단점을 가지고 있는 것으로 판단된다. 또한, 퍼터헤드의 변위가 속도보다 정확성에 더 큰 영향이 미치는 것으로 사료된다.

• 한국가금학회지
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• 제37권4호
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• pp.423-431
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• 2010

본 시험은 토종오리와 육용오리의 교배 조합이 부분육 비율과 육질에 미치는 영향을 연구하기 위해 수행하였다. 토종오리와 육용오리의 교배 조합으로 발생된 4처리구의 오리 360수를 평사에서 사육하고, 일정 주령(A, B, C 8주령, D 6주령)에 도달하였을 때 각 처리구에서 암수 각각 9수씩 선별하였다. 교배 조합 방법은 토종오리(female)$\times$토종오리(male), 육용오리(female)$\times$토종오리(male), 토종오리(female)$\times$육용오리(male), 육용오리(female)$\times$육용오리(male)의 4처리구를 각각 A, B, C, D로 하였다. 선별된 개체들은 도압(屠鴨)하여 부분육 비율을 측정하고, 오리고기의 이화학적 성상과 관능검사를 실시하였다. 날개와 목 부위의 비율은 D 처리구가 가장 낮았으며(P<0.05), 가슴 부위는 B 처리구에서 가장 높았다(P<0.05). 다리 부위는 처리구간 차이가 없었으며, 부분육을 제외한 부위는 A, B, D 처리구에서 C 처리구에 비해 유의적으로 높았다(P<0.05). 오리고기의 pH는 처리구간 차이가 없었으나(P>0.05), 지방, 단백질 함량은 B 처리구가 가장 높았으며(P<0.05), 콜라겐 함량은 D 처리구가 가장 높았다(P<0.05). 오리고기의 육색과 물리학적 성상(전단력, 가열 감량, 보수력)은 처리구간 차이가 없었다(P>0.05). 오리고기의 관능검사는 다즙성에서 D 처리구가 가장 높았으나(P<0.05), B와 D 처리구 사이에는 유의적 차이가 없었다. 따라서 토종오리와 육용오리의 교배 조합은 이화학적 성상이나 관능검사의 개선 효과가 뚜렷하지 않지만 가슴육 수율 향상에 영향을 주는 것으로 사료된다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제20권8호
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• pp.579-585
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• 2019

수중 표적의 탐지 효율을 증대시키기 위하여 능동 예인 음탐기는 적정 심도에서 바른 자세로 예인 되어야 한다. 본 연구에서는 능동 예인 음탐기의 꼬리 날개 형상이 예인 자세 및 예인 안정성에 미치는 영향을 확인하기 위하여 축소 모형 실험 2회 및 해상 실험 1회를 수행하고 그 결과를 분석하였다. 축소 모형 실험은 선형 수조에서 꼬리 날개 형상에 따른 속력 별 예인 거동을 측정하였으며, 축소 모형 실험에 활용된 꼬리 날개 형상은 I 형 꼬리 날개 1개와 Y 형 꼬리 날개 4개로 총 2종 5개에 대하여 실험을 수행하였다. 1차 축소 모형 실험에서는 Y형 꼬리 날개가 I 형 꼬리 날개 대비 예인 자세 및 예인 안정성이 우수함을 확인하였다. 2차 축소 모형 실험에서는 Y형 꼬리 날개를 기본으로 수직 꼬리 날개 높이 증가, 하부 수평 꼬리 날개 경사각 적용 형상에 대하여 속력 별 거동 특성을 확인하였으며, 하부 수평 꼬리 날개 경사각 적용 형상이 가장 우수한 성능을 나타내었다. 축소 모형 실험 결과를 검증하기 위해 실물 모형을 제작하여 해상 실험을 수행하였으며, 축소 모형 실험 결과와 유사함을 확인하였다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2001년도 춘계학술대회논문집E
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• pp.588-594
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• 2001

본 연구를 통해 초음속 전투기 날개의 공력-구조를 동시에 고려한 다학제간 설계를 수행하였다. 공력해석을 위해 사용된 3 차원 Euler Code는 수렴 속도를 개선하기 위해 Multigrid를 적용하였으며, 3차의 transfinite interpolation을 사용하여 O-H type의 공력해석 격자계를 생성하였다. 구조 분야는 절점당 54개의 자유도를 가지는 9 절점 쉘 혼합 유한요소(9-node shell mixed finite element)를 사용하여 해석을 수행하였다. 설계변수는 공력쪽으로 날개의 평면형상에 관련된 변수 3개, 구조쪽은 날개 윗면과 아래면의 표피두께에 관련된 4개의 설계변수 사용하였으며, D-optimality 조건을 만족시키는 실험점들에 대해 공력해석과 구조해석이 연동된 정적 공탄성 해석을 수행한 후, 반응면 기법을 이용하여 목적함수와 제약조건에 대한 반응면을 구성하였다. 단일점 설계를 수행한 후 이를 바탕으로 3개의 설계점을 동시에 고려한 다점 설계를 수행하였으며, 공력만을 고려한 설계 결과와 공력-구조를 동시에 고려한 다학제간 설계결과의 비교를 통해 다학제간 설계의 타당성과 우수성을 입증하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제12권2호
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• pp.134-148
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• 2011

In general, forces acting on aerospace structures can be divided into two categories-a) conservative forces and b) nonconservative forces. Aeroelastic effects occur due to highly flexible nature of the structure, coupled with the unsteady aerodynamic forces, causing unbounded static deflection (divergence) and dynamic oscillations (flutter). Flexible wing panels subjected to jet thrust and missile type of structures under end rocket thrust are nonconservative systems. Here the structural elements are subjected to follower kind of forces; as the end thrust follow the deformed shape of the flexible structure. When a structure is under a constant follower force whose direction changes according to the deformation of the structure, it may undergo static instability (divergence) where transverse natural frequencies merge into zero and dynamic instability (flutter), where two natural frequencies coincide with each other resulting in the amplitude of vibration growing without bound. However, when the follower forces are pulsating in nature, another kind of dynamic instability is also seen. If certain conditions are satisfied between the driving frequency and the transverse natural frequency, then dynamic instability called 'parametric resonance' occurs and the amplitude of transverse vibration increases without bound. The present review paper will discuss the aeroelastic behaviour of aerospace structures under nonconservative forces.