nglaura/koreascience-summarization huggingface dataset:
자동차용 윤활유가 국내 윤활유 시장의 35%를 차지하고 있으며, 이 중 엔진오일이 자동차용 윤활유의 77%를 차지하고 있다. 운전자와 엔진보호를 위해 유통 엔진오일의 품질이 적절하게 관리되어져야 한다. 하지만 KS제품과 합성엔진오일(합성기유가 30% 이상 포함된 제품)은 석유 및 석유대체연료 사업법상 품질검사에서 제외되어져 있다. 본 연구에서는 국내 유통되고 있는 합성엔진오일 30개 제품에 대한 품질 모니터링을 실시하였다. 품질 모니터링 결과, 2개 제품이 품질이 부적합하였는데, 이 중 1개 제품은 해외에서 수입한 합성엔진오일이며, 다른 1개 제품은 KS제품이면서 합성엔진오일이었다. 또한 고온모사증류시험(SIMDIST)을 이용해 엔진오일의 패턴을 분석한 결과, 해외 수입제품 몇 개를 제외하고는 대부분 일반 광유 엔진오일의 전형적인 넓은 탄소수 분포 패턴을 보였다. 따라서 소비자의 피해를 예방하기 위해 KS제품과 합성엔진오일에 대한 적절한 품질관리 법규가 필요한 것으로 판단된다.

The vehicle lubricant has captured 35% of the total lubricant market while the engine oil possessed 77% of the vehicle lubricant market in Korea. The suitable quality management of circulating engine oil is thus required for the driver and engine protection. But, KS and synthetic engine oil products (containing over 30% synthetic oil) are exempt to any quality inspections under Petroleum and Alternative Fuel Business Act. In this study, our research group investigated the quality monitoring of 30 kinds of domestic distributing synthetic engine oils. Two kinds of the engine oil showed an off specification from the test results; one engine oil is an imported and the other is a KS synthetic one. Also, the pattern of engine oils were analyzed using SIMDIST (simulated distillation) and the most engine oils had a broad carbon number spectrum, which is a typical of mineral oils except several imported products. Thus, we concluded that relevant laws for the proper quality management of synthetic oils and KS products are needed to be established for preventing consumer's damages.

(게재일: 2018.06.10)
강원지역 산림에서 수목들의 가지치기로 인하여 발생되는 목재 폐기물의 재활용 처리 기술 개발이 요구되고 있다. 본 연구에서는 3종류(낙엽송, 향나무, 소나무) 폐목재를 활용한 흡착 실험에 의하여 수중에 함유된 메틸렌 블루의 제거능력이 우수한 생물흡착제로 향나무를 선별하였다. 그리고, 메틸렌 블루 제거효율을 향상하고자 0.4 g/100 mL의 향나무를 주입하여 반응 4 h 흡착하였을 때, 수중에 용해된 100, 200, 300 mg/L의 메틸렌 블루는 각각 98, 93, 81%의 제거효율을 나타내었다. 흡착제 농도 변화에 의한 흡착평형 자료들은 Freundlich식보다 Langmuir식에 잘 부합됨을 알 수 있었다. 또한, 메틸렌 블루 농도 변화에 의한 동력학적 실험으로부터, 생물흡착 속도식은 유사 2차 반응식에 보다 적합함을 알 수 있었다. 고농도 메틸렌의 블루 제거능력을 증가시키기 위하여, 300과 400 mg/L 메틸렌 블루를 210 rpm 교반속도로 4 h 운전하였을 때, 각각 92, 76% 제거효율을 나타내었다. 따라서 이러한 실험 결과들은 수중에 용해된 메틸렌 블루를 경제적으로 처리하는 새로운 생물흡착 기술에 유용하게 사용될 수 있을 것이다.

The development of treatment technologies for recycling waste woods generated from tree pruning is required in Gangwon province forest. In this study, according to adsorption experiments using three types (Larix kaemoferi, Juniperus chinensis, Pinus densiflora) of waste woods, Juniperus chinensis as a biosorbent showing an excellent removal ability was selected for the removal of methylene blue in an aqueous phase. When 0.4 g/100 mL of Juniperus chinensis was used to improve the removal efficiency of methylene blue for 4 h, each 100, 200 and 300 mg/L of methylene blue dissolved in the aqueous phase were removed to 98, 93, and 81%, respectively. The adsorption equilibrium data obtained by changing adsorbent concentrations was found to be more consistent with the Langmuir than the Freundlich equation. In addition, based on dynamic experiments by changing the methylene blue concentration, the biosorption kinetics equation was more suitable for a pseudo-second order model. In order to enhance the removal capability of highly concentrated methylene blue, 300 and 400 mg/L of methylene blue were operated for 4 h under 210 rpm of agitation velocity and removal efficiencies were 92 and 76%, respectively. Consequently, these experimental results can be effectively utilized as a new biosorption technology for economically treating methylene blue dissolved in an aqueous phase.

(게재일: 2018.06.10)
Polysulfone (PSf)에 탄소 나노 튜브(CNTs, carbon nano tubes)와 두 가지 추출제, di-(2-ethylhexyl)-phosphoric acid (D2EHPA)와 tributyl phosphate (TBP)를 고정화시킨 PSf/D2EHPA/TBP/CNTs 비드를 제조하였다. 제조한 비드의 특성은 SEM, TGA 및 FTIR로 분석하였다. 제조한 PSF/D2EHPA/TBP/CNTs 비드에 의한 Sr(II)의 제거속도는 유사 2차 속도식에 의해 잘 설명되었으며, Langmuir 등온식으로 구한 Sr(II)의 최대 제거 용량은 5.52 mg/g이었다. 본 연구에서 제조한 PSf/D2EHPA/CNTs 비드에 의한 Sr(II)의 제거효율은 TBP가 첨가되지 않은 PSf/D2EHPA/CNTs 비드에 의한 Sr(II)의 제거효율 보다 크게 향상되는 결과를 나타내었다.

PSf/D2EHPA/TBP/CNTs beads were prepared by immobilizing carbon nanotubes (CNTs) and two extractants, di-(2-ethylhexyl)-phosphoric acid (D2EHPA) and tributyl phosphate (TBP) on polysulfone (PSf). The prepared PSf/D2EHPA/TBP/CNTs beads were characterized by SEM, TGA, and FTIR. The removal rate of Sr(II) by PSf/D2EHPA/TBP/CNTs beads was well described by the pseudo-second-order kinetic model. The maximum removal capacity of Sr(II) obtained from Langmuir isotherm was found to be 5.52 mg/g. The results showed that the removal efficiency of Sr(II) by PSf/D2EHPA/CNTs beads prepared in this study was significantly improved compared to that of using PSf/D2EHPA/CNTs beads without TBP.

(게재일: 2018.06.10)
본 연구에서는 새집증후군 원인가스 중 하나인 벤젠 가스 흡착특성을 향상시키기 위하여 활성탄소섬유에 함산소불소화 처리를 실시하였다. 함산소불소화 처리된 활성탄소섬유 표면특성 및 기공특성은 X-선광전자분광기(XPS)와 Brunauer-Emmett-Teller (BET) 분석을 통해 확인하였으며, 벤젠 가스 흡착 특성은 가스크로마토그래피(GC)로 평가하였다. XPS 결과로부터 불소분압이 증가함에 따라 활성탄소섬유 표면의 불소관능기가 증가함을 알 수 있었다. 함산소불소화 처리 후 모든 샘플의 비표면적은 감소하였으나, 불소 분압이 0.1 bar일 때 그 미세기공 부피비가 증가하였다. 함산소불소화 처리된 활성탄소섬유는 11 h 동안 100 ppm의 벤젠 가스를 모두 흡착하였으며, 이는 미처리 활성탄소섬유와 비교하여 벤젠 가스 흡착효율이 약 2배 향상됨을 알 수 있었다.

In this study, activated carbon fibers (ACFs) were treated by oxy-fluorination to improve the adsorption property of benzene gas, one of the gases causing sick house syndrome. Surface properties and pore characteristics of oxyfluorinated activated carbon fibers were confirmed by X-ray photoelectron Spectroscopy (XPS) and Brunauer-Emmett-Teller (BET), and adsorption properties of benzene gas were evaluated by gas chromatography (GC). As a result of XPS data, it was confirmed that the fluorine functional groups on activated carbon fibers surface increased with increasing the fluorine partial pressure. The specific surface area of all samples decreased after the oxyfluorination treatment, but the micropore volume ratio increased when the fluorine partial pressure was at 0.1 bar. The oxyfluorinated activated carbon fibers adsorbed 100 ppm benzene gas for an 11 h, it was found that the adsorption efficiency of benzene gas was improved about twice as much as that of untreated ones.

(게재일: 2018.06.10)
우주 자원을 분석하기 위해서는 지구로 가져와야 한다는 단점이 있었다. 하지만, 레이저 유도 분해 분광법(Laser-induced breakdown spectroscopy, LIBS)고 라만 분광법(Raman spectroscopy)을 활용한다면 우주 광물의 실시간 정성 정량적으로 분석이 가능하다. 레이저 유도 분해 분광법은 높은 에너지의 레이저를 물질 표면에 집중시켜 플라즈마를 생성한후, 방출되는 빛을 분광기를 통해 획득하여 원자 구성을 분석하는 분광법이다. 라만 분광법은 레이저를 물질 표면에 조사시켜 산란되는 빛을 측정하여 분자구조를 분석하는 분광법이다. 이 두 가지 분광법은 각각 미지의 광물의 원자 분자를 분석하는 상호보완적인 분광법으로 우주탑재체로서 효율적인 장점을 가지고 있다. 본 연구에서는 주성분 분석법(Principal Component Analysis, PCA)을 활용하여 광물을 정성적으로 분석했다. 또한, 두 가지 광물을 혼합한 시료를 제작하여 구성 성분 비율에 따른 신호 세기로부터 물질의 구성 비율을 예측하는 정량분석을 시행하였다.

In order to analyze space resources, it had to be brought to earth. However, using laser-induced breakdown spectroscopy(LIBS) and Raman spectroscopy, it is possible to analyze qualitative and quantitative analysis of space minerals in real time. LIBS is a spectroscopic method in which a high energy laser is concentrated on a material surface to generate a plasma, and the emitted light is acquired through a spectroscope to analyze the atomic composition. Raman spectroscopy is a spectroscopic method that analyzes the molecular structure by measuring scattered light. These two spectroscopic methods are complementary spectroscopic methods for analyzing the atoms and molecules of unknown minerals and have an advantage as space payloads. In this study, data were analyzed qualitatively by using principal component analysis(PCA). In addition, a mixture of two minerals was prepared and a quantitative analysis was performed to predict the concentration of the material.

(게재일: 2018.06.01)
본 연구에서는 이젝터의 주유동과 부유동의 모멘텀에 따라 형성되는 공기역학적 목에 관한 현상을 관찰하기 위하여 실험, 해석적 연구를 수행하였다. 상온 실험과 상용프로그램인 FLUENT를 이용한 해석을 통하여 주유동의 유량과 이젝터 실린더의 목 직경의 변화에 따른 성능으로 이젝터 성능의 주요 변수인 공기역학적 목의 평형구간을 관찰하였다. 결과적으로 기준 이젝터에서 유량비 변수는 0.33~1.167(탈설계/설계)의 범위, 실린더 목 직경 변수는 1~1.17(탈설계/설계 면적비)의 범위에서 성능 구현이 확인되었다.

In this study, experimental and analytical studies were carried out to observe the phenomenon of aerodynamic throat formed according to the primary flow and secondary flow momentum of the ejector. The equilibrium interval of the aerodynamic throat, which is the main variable of the ejector performance, was observed through the experiment using the cold flow experiment and the analysis using FLUENT. Performance characteristics were investigated by the change of the primary flow rate and the throat diameter of the ejector cylinder. As a result, the performance of the standard ejector was confirmed to be within the range of 0.33~1.167(off-design/design) and cylinder throat diameter range of 1~1.17(off-design/design area ratio).

(게재일: 2018.06.01)
본 연구에서는 복합재 날개 구조물에 손상허용설계를 적용하고 이를 입증하기 위한 정하중 시험을 수행하였다. 복합재 날개 구조의 정적강도를 입증하기 위하여 5 조건의 설계 제한하중 시험과 3 조건의 설계 극한하중 시험을 수행하였다. 그 다음으로 손상허용 설계를 입증하기 위하여 관련 규정에 따라서 복합재 주익 주요 취약부위에 BVID 10개, Open hole 11개를 생성 후, 설계 극한하중 시험과 파단시험을 실시하였다. 날개 주요 부위의 변위 및 변형률 시험 결과는 구조해석 결과와 비교적 잘 일치하였으며, 파단시험의 최초 파단부위도 최소안전여유를 갖는 부위에서 발생하여 구조해석 모델 및 강도평가 결과가 실제 구조의 정적 거동과 유사함을 확인하였다.

Static tests of the composite wing structure were performed to verify damage tolerance design. Both 5 cases of DLLT and 3 cases of DULT were completed to meet requirements for static strength. After inducing BVID and open hole damages on the critical areas of the composite wing based on associated regulations, the DULT and fracture test were performed. In major wing parts, the measured strains and displacements agreed well with those of structural analysis. The initial structural fracture occurred at the area having minimum margin of safety as expected by analysis. As a result, it was confirmed that results from analytic model and strength evaluation were similar to behaviors of the composite wing structure.

(게재일: 2018.06.01)
본 논문에서는 항공기 플랩 운용조건에 따라 변하는 플랩의 힌지 모멘트를 추정하는 실제적인 방법을 소개하였다. 플랩의 설계를 위하여 구조 하중해석과 풍동시험으로 산출한 힌지 모멘트를 실제 비행 힌지 모멘트와 비교할 수 있었으며, 플랩 구조의 정적 안전성을 확인할 수 있었다. 이를 위해서 두 개의 변형률게이지를 플랩 힌지에 장착하였으며, 항공기 하중 모니터링 탑재장비를 사용하였다. 지상 시험을 통해서 힌지의 변형률과 모멘트의 상관관계를 해석해와 유한요소해석으로 교정하였다. 비행 시험에서는 플랩 처짐 각도 및 속도와 함께 변형률 신호를 기록하였다. 최종적으로, 계측한 변형률을 해석해와 유한요소해석으로 교정함으로서 비행 힌지 모멘트를 추정할 수 있었다.

In this paper, a practical method of estimating the flap hinge moments which change according to the aircraft flap operations was introduced. For the flap design, the hinge moment derived by structural load analysis and wind tunnel tests was able to be compared with the real flight hinge moment, and the static safety of the flap structure could be verified though this comparison. In order to perform the tests, two strain gauges were installed on the flap hinge and an onboard device for aircraft load monitoring was utilized. Through the ground test, the correlation between the strain and the moment of the flap hinge was calibrated with analytic and finite element analysis. During the flight test, strain signals together with the flap deflection angles and airspeed were recorded. Finally, the flight hinge moments could be predicted by the measured strain which was calibrated with the analytic and the finite element analysis.

(게재일: 2018.06.01)
본 논문에서는 현재 한국항공우주학회 공기역학부문위원회에서 주관하고 있는 EFD-CFD 비교 워크숍의 여러 과제 중 CASE 4 삼각날개(Delta Wing)의 천음속영역의 유동해석 결과를 작성하였다. 풍동실험은 추후에 진행될 예정이며, -5~20도 받음각 영역에서의 CFD 해석을 수행하였다. 해석을 수행한 마하수는 0.7, 0.85, 1.2이다. 삼각날개의 적합한 해석조건을 찾기 위해서 기준격자 크기를 조절하여 격자의존성 해석을 수행하였고, 선택한 격자로 받음각 변화에 따라 양력계수와 항력계수의 경향을 파악하였다.

This paper describes on introduction of CASE 4(Delta Wing) for EFD-CFD comparison workshop which is in charged of aerodynamic subcommittee of The Korean Society for Aeronautical and Space Science. The wind tunnel test will be performed later, angle of attack is set -5~20deg and mach number is set 0.7, 0.85, 1.2 to solve the transonic flow. The simulation test of grid dependency is conducted to determine the proper grid size of delta wing analysis. The tendency of lift and drag coefficient is determined according to the change of angle of attack based on the selected grid size.

(게재일: 2018.06.01)
항공기 시스템에서 소프트웨어의 사용이 증가 추세에 있어 안전 및 보안 위협에 대한 노출이 점차 증대되고 있다. 소프트웨어 안전에 관한 인증기준은 DO-178C가 발표되었으나, 소프트웨어 보안을 위한 인증기준은 포함되어 있지 않다. 한편 최근 항공기 및 시스템 감항 보안 인증기준으로 DO-326A, DO-356 및 DO-355가 별도로 발표되었다. 그러나 안전과 보안의 인증을 위해 각각의 기준과 절차를 준수함으로써 별도의 비용과 노력이 요구되는 실정이다. 따라서 본 논문에서는 안전과 보안을 위한 각각의 인증기준을 하나로 통합하여 비용, 노력 및 시간 등을 감소시킬 수 있는 효율적인 통합인증 방안을 제시하고자 한다.

As the use of software is increasing in aircraft system, an exposure to the threat of safety and security also continues to grow. Although certification criteria for software safety such as DO-178C have already been established, specific certification criteria for software security have not yet been included. Recently DO-326A, DO-356 and DO-355 have been published separately for aircraft and system airworthiness security certification criteria. However, to comply individual certification criteria and procedures, it requires the additional cost and effort. Therefore, this paper proposes the efficient integrated certification criteria saving cost, effort and time by combining the certification criteria for software safety and security.

(게재일: 2018.01.01)
항공기의 레이더 반사 면적을 예측하기 위한 수치해석 방법으로 전파기법(Full-wave method) 또는 점근기법(Asymptotic method)이 주로 이용된다. 전파기법은 점근기법에 비하여 상대적으로 정확한 해석결과를 기대할 수 있으나, 점근기법은 수치적으로 효율성이 높아 레이더 반사 면적 해석 시에는 점근 기법이 보다 널리 활용되고 있다. 그러나 점근기법을 이용하여 레이더 반사 면적을 예측할 때 발생하는 오차는 쉽게 예상하기 어렵다. 본 논문에서는 쐐기-원통형 해석 모델을 구성하고, 가장자리 형상을 변화시키면서 모멘트법과 물리광학기법의 레이더 반사 면적 예측 결과를 비교하여 물리광학기법의 적용 한계를 분석한다. 마지막으로 레이더 반사 면적 예측 시 물리광학기법의 적용 한계에 대한 기준을 제시하고자 한다.

As a numerical analysis technique to predict the radar cross section of an aircraft, a full wave method or an asymptotic method is mainly used. The full-wave method is expected to be relatively accurate compared with the asymptotic method. The asymptotic method is numerically efficient, and it is more widely used in the RCS analysis. However, the error that occurs when estimating the RCS using the asymptotic method is difficult to predict easily. In this paper, we analyze the allowable limits of physical optics by constructing a wedge-cylinder model and comparing the RCS prediction results between the method of moment and physical optics while changing the edge shape. Finally, this study proposes a criterion for allowable limit of physical optics in the RCS estimation.

(게재일: 2018.01.01)
풍력발전기의 효율을 증가시키기 위하여 피치제어가 주로 사용되어 왔으나 피로파괴와 효율의 감소를 일으키는 날개의 국부적인 유동을 제어할 수 없는 단점이 있다. 본 논문에서는 기존의 풍력발전기 블레이드에 합성제트 구동기 모듈을 설치하여 국부 유동을 제어하고 날개의 공력성능을 향상시키고자 한다. 합성제트 구동기는 작은 구멍을 통해 유체를 흡입/분출하여 유동 박리를 지연시켜 공력성능을 향상시킨다. 압전디스크를 사용하여 탈부착이 가능한 합성제트 구동기 모듈을 제작하고 풍동실험을 통해 오리피스 형상과 합성제트 속도에 따른 공력성능을 측정하였다. 직사각형 오리피스 형상을 사용하고 합성제트 속도가 커질수록 날개의 항력이 감소하고 양력이 증가하는 것을 확인하였다.

The size of commercial wind turbines has been increased. Generally, the pitch control is used to increase the efficiency of wind turbine. However, the pitch control has difficulty to control the local unsteady flow control which makes fatigue load and decreases the efficiency. In this research, Synthetic Jet Actuators(SJAs) are manufactured and applied into a wing section to delay flow separation and increase aerodynamic performances. The SJAs as a kind of zero-net mass-flux actuators injects and removes fluid through a small orifice with a given frequency. The SJA modules actuated by piezoelectric disks are manufactured and the aerodynamic performances are measured according to the shape of the orifice and the velocity of the jets through the wind tunnel test. It is confirmed that as the velocity of the jets are increased using rectangular shape orifice, drag force is decreased and lift force in increased.

(게재일: 2018.01.01)
팁젯 방식으로 구동하는 로터의 정지 비행시 동특성에 관한 연구를 수행하였다. 내부에 유로가 삽입되어 있는 블레이드에 대해서 단면 모델링을 수행하였으며, 로터 시스템의 구성 요소들을 모델링하여 동특성 해석을 수행하였다. 회전 속도와 콜렉티브 피치 조건에 따른 해석을 수행하였으며, 해석 결과 제안된 로터 시스템은 설계된 운용범위 내에서 공탄성적 불안정성이 나타나지 않음을 확인하였다. 해석 절차의 검증을 위해 실제 팁젯 로터 시험장치를 구성하였다. 팁젯 방식으로 제안된 로터가 정상적으로 구동되는 것을 확인하였으며, 비회전 고유 모드 측정 시험 및 회전 시험을 수행하여 결과를 획득하였고, 얻어진 해석 결과와 비교를 통해 타당성을 검증하였다.

A Study on the dynamic characteristics of a rotor driven by a tipjet system in hovering condition was carried out. The sectional modeling was performed for the tipjet blade in which the flow path was inserted, and the dynamic characteristics analysis was conducted by modeling the components of the proposed rotor system. The analysis was conducted with respect to the rotational speed and the collective pitch. As a result of the analysis, it was checked that the proposed tipjet rotor did not have aeroelastic instability within the designed operating range. The tipjet test equipment was constructed in order to verify the analysis approach. It was confirmed that the proposed rotor was driven normally by tipjet. The non-rotating eigenmode measurement test and the rotation test were performed, and the validity was proved by comparing the test results and the analysis results.

(게재일: 2018.01.01)
본 논문에서는 개념설계 단계에서 주로 사용되는 통계적 중량 예측식 도출 방법에 관한 연구를 수행하였으며 Microsoft Excel을 이용해 이를 프로그램화하고 제트 여객기에 적용하여 검증하였다. 기존 중량 예측식들의 변수들을 참고하여 데이터베이스를 구축하였고 이를 사용하여 제트 여객기 날개 중량 예측식을 모델링하였다. 모델의 과적합 문제를 해결하기 위해 K-fold cross validation 방법을 사용하여 모델을 평가하였다.

In this research, a method of deriving statistical weight prediction formula which is used during the conceptual design phase was studied and it was programmed using Microsoft Excel and verified by applying to jet transport aircraft. The database was built while referencing the variables of conventional wing weight estimation formulas and it was used for modeling the jet transport wing weight regression equation. The model was evaluated using the K-fold cross validation method to solve the overfitting problem of the model.

(게재일: 2018.01.01)
람다 날개 형태의 무인전투기는 동체-날개 융합익의 형태를 띄고 있어 일반적인 항공기에 비해 상대적으로 항력이 작고 레이더 반사 면적이 작아 우수한 스텔스 성능을 갖는다. 그러나 앞전 후퇴각에 의해 생성되는 앞전 와류의 영향으로 특정 받음각에서 피칭모멘트가 급격히 증가하는 현상이 나타난다. 본 연구에서는 무미익 람다 날개 형상을 기반으로 한 UCAV 1303 모델을 사용하여 풍동시험과 전산해석을 수행하였다. 실험 풍속은 50 m/s, 받음각 범위는 으로 하였으며 전산해석 또한 실험 조건과 동일하게 연구를 수행하였다. 본 연구를 통해 UCAV의 날개 비틀림이 피칭모멘트의 안정성에 미치는 영향을 확인하였다. 그 결과 날개에 음의 비틀림 각을 적용하였을 때 날개 바깥쪽에서의 유동 박리가 지연되면서 Pitch-break가 발생하는 받음각이 증가하였고, 양의 비틀림 각을 적용하였을 때 Pitch-break가 발생하는 받음각이 감소하였지만 양항비가 증가하는 것을 확인하였다.

Lambda wing type Unmanned Combat Aerial Vehicle(UCAV) which adopts Blended Wing Body(BWB) has relatively less drag and more stealth performance than conventional aircraft. However, Pitching moment is rapidly increased at a specific angle of attack affected by leading edge vortex due to leading edge sweep angle. Wind tunnel testing and numerical analysis were carried out with UCAV 1303 configuration on condition of 50 m/s of flow velocity, of the range of angle-of-attack. The effect of wing twist for longitudinal stability at the various angles of attack was verified in this study. When negative twist is applied on the wing, Pitch-break was onset at higher angle of attack due to delayed flow separation on outboard of the wing. On the other hand, pitch-break was onset at lower angle of attack and lift-to-drag ratio was increased when positive twist is applied on the wing.

(게재일: 2018.01.01)
회전익 항공기는 수직이착륙, 제자리비행 특성으로 일반적으로 고정익 항공기에 비해 높은 내추락 기준이 적용된다. 최근 고효율 친환경 운송시스템에 대한 요구의 증가와 더불어 항공기 구조재료로 복합재료의 적용이 증가하는 추세이다. 그러나 외부 충격, 충돌에 취약한 복합재료의 특성으로 인해 복합재 구조의 내추락 안전성 입증에 대한 요구 또한 증가하고 있다. 본 연구는 회전익항공기 적용을 위한 복합재 내추락 하부동체 구조 개념을 도출하고 이에 대한 검증을 목적으로 수행되었다. 내추락 하부동체 구조 개념 생성을 위해 기술 실증용 헬리콥터 개념설계 및 충돌에너지 흡수 요구도 산출을 수행하였으며, 복합재 충돌에너지 흡수 구조 설계 및 성능 검증을 수행하였다. 최종적으로 복합재 내추락 하부동체구조 시제 제작 및 자유낙하시험을 수행하였다. 시험 결과 분석을 통해 탑승자 생존성 확보를 위한 내추락 안전성 기준에 부합하는 결과를 확인할 수 있었다.

Rotorcrafts have more severe crashworthiness conditions than fixed wing aircraft owing to VTOL and hovering. Recently, with the increasing demand for highly efficient transportation system, application of composite materials to aircraft structures is increasing. However, due to the characteristics of composite materials that are susceptible to impact and crash, demand to prove the crashworthiness of composite structures is also increasing. The purpose of present study is to derive the structural concept of composite subfloor for rotorcrafts and verify it. In order to design a crashworthy composite subfloor, the conceptual design of the testbed helicopter for the demonstration and the derivation of energy absorbing requirement were carried out, and the composite energy absorber was designed and verified. Finally, the testbed for the demonstration of a crashworthy composite structure was fabricated, and performed free drop test. It was confirmed that the test results meet the criteria for ensuring occupant survivability.

(게재일: 2018.01.01)
달 궤도선의 전반적인 특성을 해석하기 위해 일별 발사가 가능한 Variable Coast 방식을 3.5 위상전이궤적에 적용하였다. 발사장 및 발사체를 선정하여 발사에서부터 달 궤도 진입까지의 전 과정에 대한 임무 시나리오를 구성 및 해석을 수행하였다. 특히 지구-달 회전좌표계에서 정의한 SEM(Satellite-Earth-Moon) 각도는 3.5 위상전이궤적을 전반적으로 검토할 수 있는 중요한 구속조건이다. SEM 각도를 이용한 시뮬레이션 결과를 지구-달 전이궤적 및 달 궤도 진입에서의 발사 시각, 관성비행 기간, 근지점 고도 및 등 다양한 관점으로 분석하고 최적의 SEM 각도를 제안하였다. 이 결과는 향후 Fixed Coast 분석결과와 비교함으로써 발사체 선정에 따른 3.5 위상전이궤적의 특성을 평가하는데 큰 도움을 줄 것으로 예상된다.

In order to analyze the overall characteristics of the lunar orbiter, the Variable Coast method, which can be launched everyday, is applied to the 3.5 phasing loop transfer trajectory. The mission scenario for the entire process from launching to entering the lunar orbit is set up and performed simulation by selecting the launch pad and launch vehicle. In particular, the SEM(Satellite-Earth-Moon) angle defined in Earth-Moon rotating frame is an important constraint to comprehensively evaluate the 3.5 phasing loop transfer trajectory. The simulation using SEM angle is analyzed from various viewpoints such as launch epoch, coast duration, perigee altitude and not only trans-lunar trajectory but lunar orbit insertions and the optimum SEM angle is suggested in this study. It is expected that this results will be helpful to evaluate the characteristics of the 3.5 phasing loop transfer trajectory according to the launch vehicle selection by comparison with Fixed Coast analysis results in the future.

(게재일: 2018.01.01)
본 논문에서는 저 레이놀즈 동축 프로펠러의 제자리 비행 특성연구를 위한 시험장치 개발과정과 실험결과를 기술하였다. 상/하부 프로펠러간의 간격 변화에 따른 제자리 비행 성능측정이 가능하도록 시험장치를 설계하였다. 그리고 상/하부 프로펠러 각각의 추력, 토크, 회전수, 진동, 전류량을 측정할 수 있도록 장치를 구성하였다. 센서의 신호 수집을 위하여 자료획득시스템을 구축하고 LabVIEW 기반의 소프트웨어에서 모터의 제어와 신호 수집을 하였다. 단일 프로펠러의 지상회전 실험을 통한 성능 특성 데이터를 확보한 후, 동축 프로펠러 사이의 간격과 상/하부 직경의 차이에 따른 성능 특성과 효율향상을 위한 실험을 진행하였다. 성능 실험분석 결과 동축 프로펠러 사이 간격이 로터 직경의 20~30%일 때 효율이 높은 것으로 확인되었으며, 그 이상일 경우는 큰 차이가 없었다. 상부 프로펠러의 직경이 하부 프로펠러의 직경보다 작을 경우가 다른 직경 조합에 비해 가장 높은 효율을 보였다.

In this paper, the test facility for coaxial propellers at low Reynolds developed and validated by measured data. The test equipment was designed to measure the hovering performance of propellers according to distances between the upper/lower propellers. Thrust, torque, rotational speed, vibration, and amperage of upper and lower propellers can be measured separately. The data acquisition system was built to collect signals of sensors, and LabVIEW software was used to control the motor and collect the signal. The hover performance tests of single propellers were preceded for the facility validation, and then the performance values of coaxial propellers were measured according to distances and diameter differences between the upper/lower propellers. The results showed that the high efficiency is achieved at 20%~30% distance between the upper propeller and lower one. The configuration that the upper propeller has shorter diameter than the lower one has the highest efficiency than other configuration.

(게재일: 2018.01.01)