nglaura/koreascience-summarization huggingface dataset:
본 연구에서는 항공기 랜딩 기어와 유사한 형태의 탠덤 실린더에 대해 DES (Detached Eddy Simulation)와 FW-H (Ffowcs Williams and Hawkings) 음향상사법을 이용한 전산공력 소음해석을 수행하였다. 실린더 중심 간 거리 3.7D 조건에 대한 전산공력소음해석 결과를 탠덤 실린더를 지나는 외부 유동 특성 및 원거리 소음을 계측한 선행 연구 결과와 비교하였다. 전방 실린더의 상/하부에서 발생한 와류(Vortex)가 특징적인 주파수를 갖고 후방 실린더에 충돌하면서 소음 발생원이 되는 것을 확인하였다. DES 와 FW-H 음향상사법을 이용한 전산공력소음해석 방법의 타당성을 확인한 후, 전방 실린더의 후방에 분할판을 적용한 경우의 전산공력소음해석을 수행하였다. 전방 실린더의 후방에 분할판이 적용되면 전방 실린더의 상/하부에서 발생하는 와류의 특징을 변화시키고 이극자 소음원 크기를 감소시켜 특정 주파수 대역에서 발생하는 소음 크기가 감소하는 것을 확인하였다.

In this paper, aerodynamic noise simulation was conducted using DES (Detached Eddy Simulation) and FW-H (Ffowcs Williams and Hawkings) acoustic analogy for the tandem cylinders which have configuration similar to a landing gear of airplanes. Numerical simulation for the tandem cylinders whose centers are 3.7D apart was carried out and results were compared with the measured data such as flow characteristics, pressure coefficients on the cylinder surfaces and far-field noise characteristics. It was confirmed that periodically shedded vortices released at the upstream cylinder and impinged on the downstream cylinder surface are major sources of aerodynamic noise. After verifying the computational method of using DES and FW-H acoustic analogy for predicting aerodynamic noise of tandem cylinders, additional simulation was conducted to examine the effect of attaching a splitter plate at the rear of the upstream cylinder. It was confirmed that the noise level in specific frequency band decreased significantly because the splitter plate changed the vortex shedding features and reduced dipole noise source.

(게재일: 2018.11.01)
지구관측용 인공위성에서 고기동성이 많이 요구되고 있다. 고기동성을 만족시키기 위해 고토크 구동기가 인공위성 설계에서 필수적이다. 본 연구에서 고기동 소형위성 설계를 위해 한국항공우주연구원에서 연구되고 있는 5Nm급 소형 제어모멘트자이로(CMG, Control Moment Gyro) 개발 결과를 소개하였다. 구동로직 활용을 위해, 잘 알려진 Elliptic internal singularity를 성공적으로 회피하는 등으로 Singular Direction Avoidance (SDA) 방법에서 향상된 Designated Direction Escape (DDE) CMG 클러스터 구동로직에 대한 간단한 성능 검증과 상세한 로직 방법이 제시되었고, CMG가 피라미드 형태로 장착되었을 경우와 지붕 형태로 장착되었을 경우에 대해 5Nm급 소형 CMG가 고기동 소형위성 설계에 적절한지를 검증하기 위한 시뮬레이션이 수행되었다. 시뮬레이션 결과를 바탕으로 CMG 개발시 고려해야 할 의미있고 중요한 사항들을 제시하였다.

Recently, lots of remote sensing satellite require agility to collect more images within the limited time frame. To satisfy this kind of mission requirement, high torque actuator such as CMG is an essential element. In this study, 5Nm class small CMG developed by KARI is introduced to implement for an agile small satellite design. One of the singularity escape CMG steering law, Designated Direction Escape (DDE) method, which is a sort of modified version of Singular Direction Avoidance (SDA) method is summarized for its application on the numerical simulation of agile attitude control system design result. The performance of DDE method is demonstrated properly by escaping well known elliptic internal singularity successfully. 5Nm class small CMG cluster in a pyramid type as well as a roof type configuration is utilized to perform the numerical simulation and to demonstrate its agility design result for a small satellite. Simulation result shows the properness of 5Nm small CMG to a small agile satellite system. Also, the simulation result provides some valuable information that is important to CMG hardware design and manufacturing.

(게재일: 2018.11.01)
회전익기의 결빙운용능력이 요구될 경우 자연결빙 비행시험전 풍동시험과 인공결빙시험을 선행하면 개발기간을 단축시킬수 있다. 한국형기동헬기의 경우 인공결빙 시험을 수행하여 각 시험조건에서 방 제빙기능의 정상작동을 확인 후 자연결빙시험을 수행하였다. 인공결빙시험에서 시험조건인 액적량(LWC)과 액적 평균직경(MVD)을 확인하기 위해 정밀센서인 구름기상정보관측기(CCP)를 사용하는데 시험환경, 장비오차등의 이유로 측정치의 불확실성이 존재할 수 있어 시험조건 확인이 다방면으로 필요하다. 동체에 착빙된 얼음두께로부터 LWC를 계산하여 측정값과 비교한 결과, 시험조건을 간접적으로 검증해 볼 수 있는 효과적인 방법임을 확인하였다.

Artificial icing test and wind tunnel test can be performed to reduce the development period when a rotorcraft is required operation under icing situations. Artificial icing test of the KUH(Korean Utility Helicopter) was performed in advance to verify anti-icing and de-icing performance before natural icing test. Although high-precision sensor, the CCP(Cloud Combination Probe) is used to measure icing test condition parameters such as LWC(Liquid Water Content) and MVD(Median Volume Diameter), the measured values need to be verified in various methods due to the possibility of uncertainties which are the test atmosphere environment, sensor errors, and etc. The calculated LWC from the ice thickness cumulated on the fuselage of the KUH is compared to the measured value by CCP, and the results show the effective indirect method to check the test conditions.

(게재일: 2018.11.01)
본 논문에서는 무인비행체를 실시간으로 제어 및 통제하는 무인항공시스템(Unmanned Aerial System, UAS)에서 상향링크의 강건성을 강화하기 위하여 재밍신호를 제거하는 기법을 제안한다. 일반적인 통신시스템에서는 노이즈 및 재밍신호의 영향을 최소화하기 위하여 대역확산기법을 적용하고 있으며 이러한 대역확산기법을 적용한 시스템에서는 확산이득으로 인한 재밍신호에 강인한 특성을 보인다. 그러나 확산이득을 넘어서는 재밍 및 잡음 신호에 대해서는 성능이 급격히 나빠지는 특성이 있다. 본 논문에서는 이러한 확산이득을 넘어서는 재밍신호를 FFT(Fast Fourier Transform)변환을 통하여 주파수 영역에서 검출하고 시간영역에서 사인파 생성기로 추정된 재밍신호를 생성하여 원신호에서 재밍신호를 제거하는 기법을 제안한다. 제안하는 기법은 하드웨어 복잡도가 낮으면서 원신호의 왜곡을 최소화하면서 재밍신호를 제거할 수 있다.

In order to increase the robustness of the uplink for UAS(Unmanned Aerial System), we propose a jamming signal rejection algorithm. In the UAS datalink system, DSSS (direct sequence spread spectrum) is used to reduce the radio noise or jamming signal. In general, jamming signals below the spreading gain are recoverable but the signals beyond the spreading gain can not be recovered. In this paper, these jamming signals beyond spreading gain are detected using the threshold detector in the spectrum area then, generate the estimated signals from the sine wave generator. Finally, we obtain the desired signal to remove jamming signals from the received signals. The proposed scheme can eliminate jamming signals while minimizing the hardware complexity and the original signal loss.

(게재일: 2018.02.01)
이 연구의 목적은 상업적으로 가장 많이 쓰이는 패키징의 하나인 PBGA 구조가 발사중 인공위성에서 발생하는 강력한 임의 진동하에서 구조적 신뢰성을 유지하는가에 대한 검증에 있다. 실험시편을 만들기 위해 데이지 체인이 형성된 회로기판에 두 가지 큰 사이즈의 PBGA칩들을 실장시킨 후, 인공위성의 전자장비 채결에 사용되는 일반적인 알루미늄 프레임에 고정하여 실험에 필요한 샘플을 제작하였다. 이 샘플을 진동 시험기에 고정시키고 22.7 Grms의 수락수준 및 32.1 Grms의 인증수준 등 두 단계로 구성된 임의진동을 사용하여 주어진 시간에 따라 실험을 실시하였다. 실험 결과 모든 샘플에서 솔더의 균열이 발생되지 않았으며, 차후 항공 및 우주용 전자장비를 대치할 수 있는 효과적인 패키징 구조의 가능성을 보여 줬다. 또한 유한요소법을 이용하여 솔더의 응력을 계산하고 그 발생 메커니즘을 해석하였다.

The purpose of this research is to verify the feasibility of Plastic Ball Grid Array (PBGA), one of the most popular chip packaging types for commercial electronics, under strong random vibration occurred in satellite during launch. Experiment were performed by preparing daisy chained PCB specimen, where large size PBGA were surface mounted, and the PCB was fixed to an aluminum frame which is commonly used to install the electronics parts to satellite. Then the entire sample was fixed to vibration tester. The random vibration power spectrum density employed in the tests were composed of two steps, the acceptance level of 22.7 Grms, and qualification level of 32.1 Grms with given period of time. The test results showed no solder cracks, which provided the strong structural integrity and feasibility evidences of the PBGA packaging to aerospace electronics. Numerical analyses were also performed to calculate the solder stresses and analyze their development mechanism.

(게재일: 2018.10.01)
종래의 큐브위성용 나일론선 절단방식 태양전지판 구속분리장치는 단순히 패널 평면상에 나일론선을 체결함에 따른 취약한 구속력으로 인해 태양전지판 면적이 증가함에 따라 발사하중에 대한 구조 건전성 확보에 한계가 존재한다. 본 연구에서는 전술한 종래 분리장치의 한계점 극복을 위해 Ball & Socket 접속부가 반영된 별도의 타원형 브라켓을 적용하여 높은 구속력, 전개 및 평면 방향 동시구속 및 체결작업의 용이성 등의 장점을 갖는 6U 큐브위성용 태양전지판 구속분리장치를 제안하였다. 상기 구속분리장치의 설계 방향성 파악을 위해 큐브위성용 태양전지판 조립체에 대한 발사하중을 고려한 구조해석을 실시하였다. 또한, 상이한 온도조건에서의 나일론선 두께 및 체결횟수에 따른 기능시험을 수행하여 제안된 구속분리장치의 유효성을 검증하였다.

Conventional nylon wire cutting-type holding and release mechanisms (HRMs) are limited to securely hold the solar panel under launch environment as the size of the panel increases because the nylon wire is tightened directly on the surface of the solar panel. In this study, we proposed a nylon wire cutting-type HRM for 6U CubeSat's solar panel applying elliptic-shaped bracket with a Ball & Socket interface. The proposed HRM has the advantage of higher holding capability along in-plane and out-of plane directions of solar panel and simplicity in tightening process of nylon wire. The design drivers of structural design of CubeSat's solar panel with the proposed HRM were defined by structural analysis under launch loads. In addition, The design effectiveness of the proposed HRM was verified through the functional tests according to the thickness of nylon wire and the number of wire winding under various temperature conditions.

(게재일: 2018.10.01)
본 논문에서는 X-밴드 대역의 하향 링크 시스템을 사용하는 2기의 저궤도 위성이 지상국으로 각각의 영상 데이터를 동시에 전송하는 이중 교신 위성 시스템 상황에서 공간 다중화 MIMO 기법의 적용 가능성을 제안한다. 2기의 위성이 2기의 지상국 안테나의 지향각 내에 위치하면서 각각의 영상 데이터를 동시에 지상국 안테나로 송신하는 경우 각각의 위성은 상대 안테나 이득에 따라 위성 상호 간 간섭으로 작용하며, 이는 추가적인 간섭 완화 조치 없이는 성능 저하를 초래할 수 있다. 이러한 성능 열화를 완화시키고자 공동 복조를 위해 공간 다중화 MIMO 기법을 적용하였다. 특히 지상 안테나에서 두 위성 간의 각도 차이에 의해 결정되는 상대 안테나 이득은 이중 교신 위성 시스템을 모델링하는데 있어서 중요한 역할을 한다. 안테나 이득의 수학적 모델로부터 계산된 안테나 이득을 포함한 MIMO 채널의 조건수 분석을 이용하였다. 모의실험 결과를 통해 ZF-SIC, MMSE-SIC 및 ML과 같은 다양한 검출 기법을 이용한 공간 다중화 MIMO 기법을 이중 교신 위성 시나리오에 적용할 수 있음을 제시하였다.

This paper presents the applicability of MIMO joint decoding to dual-contact satellite systems in which two LEO satellites using X-band frequency band are transmitting each image data to two ground station antennas, simultaneously. When two satellites are closely positioned within the looking angle of the two antennas, each satellite interferes with each other by the relative antenna gain corresponding to an offset angle and this might cause the performance degradation without interference mitigation. To mitigate the performance degradation, SM MIMO techniques for joint decoding are applied. Especially, the relative antenna gain of ground station depending on the angle difference between two satellites in ground station antenna plays an important role in modelling the dual-contact satellite systems. The condition number of MIMO channel including the antenna gain calculated from the mathematical gain pattern model was primarily analyzed. Simulation results showed that the SM MIMO techniques using detection schemes such as ZF-SIC, MMSE-SIC, and ML can be applicable to dual-contact satellite systems.

(게재일: 2018.10.01)
최대 이륙중량 55 kg에 최대 순항속도가 180 km/h이고 수직이착륙이 가능한 쿼드 틸트 프롭로터 무인기에 적용할 프롭-블레이드 단면 설계를 수행하였다. 먼저 프롭-블레이드 단면 설계수행을 위한 설계 프로세스를 수립하고 단면 설계에 필요한 요구도를 식별하였으며 식별된 요구도 만족을 위한 단면 설계를 수행하였다. 단면 설계 결과를 분석하기 위하여 유한요소 단면해석 프로그램을 활용하여 인장/굽힘/뒤틀림 강성 및 단위길이 당 중량, 탄성 축 등을 포함한 주요설계 인자들을 도출하였으며, 이 과정에서 프롭-블레이드의 설계 중량을 예측하였다. 그리고 도출된 설계 인자들을 로터시스템 통합 해석 프로그램에 적용하여 프롭-블레이드 운영 환경에서의 동적 안정성을 분석하였으며, 로터시스템 통합 해석 프로그램을 통해 분석된 프롭-블레이드 하중을 활용하여 2차원 단면 구조 해석을 수행하여 프롭-블레이드 구조 안전성을 확인하였다. 이러한 단면 설계/해석 과정에서 설계 요구도를 만족시키지 못하거나 다른 구성품에 부정적 영향을 준 설계 결과에 대해서는 설계 변경을 수행하였으며, 이를 통해 요구도를 만족시켰다.

Cross section design of a prop-blade is carried out for VTOL(Vertical Takeoff and Landing) Quad Tilt Prop-rotor UAV with a maximum takeoff weight of 55 kg and a maximum cruising speed of 180 km/h. Design procedure for cross section design is established and design requirements for prop-blade are identified. Through the procedure, cross section design is carried out to meet the identified requirements. Main design factors including stiffness, weight per unit length, and elastic axis are obtained by using a finite element section analysis program, and the design weight of the prop-blade is predicted. The obtained design factors are used along with the rotor system analysis program CAMRAD II to evaluate the dynamic stability of prop-blade in operating environment. In addition, the prop-blade load is obtained by CAMRAD II software, and it is used to verify the safety of the prop-blade structure. If the design results are not satisfactory, design changes are made in an iterative manner until the results satisfy the design requirements.

(게재일: 2018.10.01)
일반적으로 항공기 운동 모델의 충실도는 대상 항공기의 비행시험 결과와 비교하여 검증한다. 따라서 성능 비교를 위한 기준 비행 데이터를 추출하는데, 각종 잡음이 포함된 방대한 양의 비행데이터를 처리하는 것은 많은 인력과 시간이 소요된다. 특히 회전익항공기는 축간 커플링 효과와 후류 간섭 효과 등으로 비선형성이 큰 특성을 가지고 있으며, 제자리 비행, 후진 비행 등의 다양한 기동을 수행하므로 비행 데이터를 처리하는 것이 복잡하다. 본 연구에서는 회전익항공기의 비행 데이터 처리 기준을 정의하고, 데이터마이닝 기법을 이용한 정적 및 동적 비행 데이터 자동 처리를 위한 절차와 방법을 제시한다. 최종적으로 비행데이터를 사용하여 제시한 방법을 검증한다.

In general, the fidelity of the aircraft dynamic model is verified by comparison with the flight test results of the target aircraft. Therefore, the reference flight data for performance comparisons must be extracted. This process requires a lot of time and manpower to extract useful data from the vast quantity of flight test data containing various noise for comparing fidelity. In particular, processing of flight data is complex because rotorcraft have high non-linearity characteristics such as coupling and wake interference effect and perform various maneuvers such as hover and backward flight. This study defines flight data processing criteria for rotorcraft and provides procedures and methods for automated processing of static and dynamic flight data using data mining techniques. Finally, the methods presented are validated using flight data.

(게재일: 2018.10.01)
항공기 엔진을 구성하는 부품 중 하나인 블레이드의 파손에 대해 분석하였다. 블레이드의 파손원인과 그 거동은 다양하지만 크게 일시파단과 피로파손의 두가지 형태로 나뉘어진다. 이 논문에서는 전체 거동은 일시파단으로 진행되고 일부 피로 파손된 블레이드에 대해 기술하였고, 특히 고온에서의 블레이드 손상거동을 분석하므로써 사례의 하나로 제시하고자 한다. 분석한 블레이드는 니켈기 초내열 합금으로 외관, 재질, 미세조직, 고온 크리프 특성, 파단면 형상을 각각의 분석장비를 활용하여 손상원인과 거동을 확인하였고, 원재질에서 재현하였다. 고온에서 니켈 합금은 형상이 변형되고 조직변형(Alloy Depletion)구간이 관찰되며 재질의 기계적 성질, 물성치 등이 저하되고 연화되어 장시간 운용 시 파손될 수 있다. 니켈합금은 고온특성이 좋으나 함유되는 미량원소에 따라 그 물성치가 다양하므로 니켈합금이라 하여도 그 목적에 맞는 세분화된 소재를 사용해야한다.

The fracture of a turbine blade of aerospace engine is presented. Although there are a lot of causes and failure modes in blades, the main failure modes are two ways that fracture and fatigue. Degradation of blade material affects most failure modes. Total propagation of failure in this study specifies failure of fracture type. Some section appears fatigue mode. Especially since this study describes analysis of failure for blade in high temperature, it can be a case in point. Analysed blade is Ni super alloy. Investigations of blade are visual inspection, material, microstructure, high temperature stress rupture creep test, analysis and fracture surface, etc. The root cause for fracture was stress rupture due to abnormal thermal environment. Thermal property of Ni super alloy is excellent but if each chemical composition of alloys are different due to change mechanical properties, selection of material is very important.

(게재일: 2018.10.01)
수치해석을 이용한 항공기 착빙 형상 예측의 정확도 향상을 위하여 거칠기 분포 예측이 가능한 해석적 모델이 개발되고 있다. 그러나 표면의 상태에 대한 정량적인 실험 결과가 거의 없어 해석적 모델을 검증하고, 경험적인 변수를 결정하는데 어려움을 겪고 있다. 이에 본 연구에서는 표면의 상태를 미시적 관점에서 분석하기 위한 실험적 연구를 수행하였다. 우선, 착빙 환경 변수인 온도와 자유류 속도에 따른 매끈한 표면의 넓이의 관계를 정량적으로 파악하였다. 그 결과 대기 온도가 높고 자유류 속도가 증가할수록 매끈한 표면의 넓이가 증가하였다. 그 다음으로 서리 얼음 표면과 유리얼음 표면의 특성을 분석하였다. 서리얼음 조건에서는 불투명한 원뿔 형태의 얼음 요소들이 유동 반대 방향으로 성장하고, 대기 온도가 증가함에 따라 원뿔 얼음 요소들의 길이와 간격이 감소하는 것을 확인하였다. 유리얼음 조건에서는 반투명한 얼음 덩어리를 날개 아랫면에서 관찰할 수 있었다. 이러한 원인은 중력의 영향이 큰 아랫면에서 주로 리블렛이 형성되고, 이와 같이 형성된 리블렛이 집중하여 얼어붙었기 때문이다.

For the past decades, the analytic model for distributed surface roughness has been developed to improve the accuracy of the icing simulation code. However, it remains limitations to validate the developed model and determine the empirical parameters due to the absence of the quantitative experimental data which were focused on the surface state. To this end, the experimental study conducted to analyze the ice covered surface state from a micro-perspective. Above all, the tendency of the smooth zone width which occurs near the stagnation point has been quantitatively analyzed. It is observed that the smooth zone width is increased as growing the ambient temperature and freestream velocity. Next, the characteristics of the ice covered surface under rime and glaze ice have been analyzed. For rime ice conditions, ice elements are developed as the opaque circular corn in the opposite direction of freestream. The height and interval of each circular corn are increased as rising the ambient temperature. For glaze ice conditions, numerous lumps of translucent ice can be observed. This is because the beads formed by gravity concentrate and froze on the lower surface.

(게재일: 2018.08.01)
저자의 이전 논문[1]에서 저자는 미국과 유럽의 회전익기 개발의 현황을 비교하였다. 본 논문에서는 미국에 경쟁적이 우위를 차지하기 위한 21세기를 대비하는 유럽의 회전익 기술개발 현황에 대한 좀 더 구체적으로 조사해 보고자 한다. 유럽은 21세기 초 회전익을 포함한 항공 사업을 효율적이며 조직적으로 운영하기 위해 범 유럽단위의 "ACARE"라는 비관료기관을 설립하였고, 이 조직을 중심으로 유럽연합에서 지원하는 전체 유럽의 차세대 항공사업 R&D 프로그램이 효율적이고 경쟁적이기 위한 의제를 설정하였다. 회전익기 분야의 개발에 대한 과정은 다음과 같다. 1) 객실의 소음/진동 절감(FRIENDCOPTER), 2) 회전익의 효율증가와 회전익에서 유도되는 소음 절감을 위한 핵심 기술의 개발(GRC), 그리고 최근에 시작된 고속/장거리 운행을 위한 차세대 회전익 개발(Fast Rotorcraft). 앞에서 언급하였듯이 이 모든 모든 R&D 프로그램들은 기본 연구 의제, 특히 환경 영향에 대한 요구조건을 만족하여야만 한다. 이러한 과정을 통하여 유럽 회전익 사업은 현재와 미래에서의 시장 점유에 성공적인 업적을 이루었을 뿐 아니라 시장의 요구(고속/장거리운행)를 만족하는 차세대 회전익기인 복합형/tiltrotor 형상의 개발에도 충분한 준비를 하게 되었다.

In previous paper[1], the authors had compared the current status of European and US rotorcraft development status. In this paper, more detailed procedures have been studied how the European rotorcraft technologies are developed preparing for 21 st century to be more competitive to US. For the systematic procedure to develop next generation aviation technologies including rotorcraft, the pan-European organization, ACARE, was established, and proposed major research agenda for next generation aviation technologies and businesses. Based on the proposed research agenda, all the R&D programs supported by EU are reorganized to be more efficient and competitive. The procedures for the rotorcraft technologies are, first, cabin noise/vibration reduction program (FRIENDCOPTER), second, core technologies to increase of rotor efficiencies and reduce rotor noise (GRC), and then finally to develop fast/long-range next generation rotorcraft (Fast Rotorcraft). As mentioned in previously, all the R&D procedure has to satisfy basic research agenda especially the environmental impact. With theses procedure, the European rotorcraft business had successful achievements not only in current and future market share, but also preparing for next generation rotorcraft platform such as compound and tilt-rotor rotorcraft satisfying market needs.

(게재일: 2018.08.01)
본 논문은 인공위성의 자세명령을 해석적으로 생성하는 기법을 제안한다. 실제 위성에서는 1) 구동기 성능, 2) 위성체 유연구조, 3) 원격명령 데이터크기 등과 같은 제한조건들이 존재하고, 이로 인해 해석적인 자세명령 해를 구하기 어렵다. 따라서 본 논문에서는 고유축 회전, 프로파일 형상화를 통해 문제를 단순화하는 방법을 제안하고, 최종적으로 해석적 해를 유도하였다. 생성된 자세명령은 온-보드 자세제어기의 피드포워드 입력 형태로 사용되어 위성의 기동성을 높일 수 있다. 각속도 경계조건에 따라 rest-to-rest 기동과 spin-to-spin 기동으로 나누어 자세명령 해를 유도하였다. 시뮬레이션 예제를 통해 제안된 자세명령생성 기법이 구동기 제한조건을 지키면서 초기/최종 시간에서의 경계조건도 잘 만족하는 것을 확인하였다. 제안된 해석 해는 자세명령을 비교적 적은 수의 파라미터로 구현할 수 있어 원격명령 데이터크기 측면에서 경쟁력이 있다. 또한, 해석 해로 반복계산이 필요없어 온-보드 자세명령생성 자동화에도 기여할 수 있을 것으로 판단된다.

An analytical solution to generate attitude command profile for agile spacecraft is proposed. In realistic environment, obtaining analytical minimum-time optimal solution is very difficult because of following constraints-: 1) actuator saturation, 2) flexible mode excitation, 3) uplink command bandwidth limit. For that reasons, this paper applies two simplifications, an eigen-axis rotation and a finite-jerk approximated profile, to derive the solution in an analytical manner. The resulting attitude profile can be used as a feedforward or reference input to on-board attitude controller, and it can enhance spacecraft agility. Equations of attitude command profile are derived in two general boundary conditions: rest-to-rest maneuver and spin-to-spin maneuver. Simulation results demonstrate that the initial and final boundary conditions, in terms of time, attitude, and angular velocities, are well satisfied with the proposed analytical solution. The derived attitude command generation algorithm may be used to minimize a number of parameters to be uploaded to spacecraft or to automate a sequence of attitude command generation on-board.

(게재일: 2018.08.01)
헬리콥터 소음예측은 저소음 헬리콥터 기술 개발에 필수적인 과정이다. 본 논문에서는 헬리콥터 통합성능해석프로그램 CAMRAD-II와 자체개발한 소음해석코드를 이용하여 소음예측 기법을 구축하였다. 또한 헬리콥터 소음 중 가장 큰 원인인 블레이드-와류 간섭 소음을 분석하여 해석기법을 검증하였다. 실제적인 소음예측을 위해 국제민간항공기구(ICAO)에서 기준으로 하고 있는 헬리콥터 소음 측정 비행조건인 Flyover, Approach 조건에 대해서 소음해석을 수행하였으며, 최종적으로 비행시험결과 와의 비교 분석을 통해 해석방법의 적합성을 확인하였다.

Helicopter noise prediction is an essential process for developing low noise helicopter technology. In this paper, the noise prediction method is developed using the helicopter integrated performance analysis program CAMRAD-II and in-house noise analysis code. In addition, the analytical technique was verified by analyzing blade-vortex interaction noise, which is the biggest cause of helicopter noise. In order to predict the actual helicopter noise, the noise analysis was performed for the flyover and approach condition, which is the standard measurement condition of the International Civil Aviation Organization (ICAO). Finally, we confirmed the suitability of the analytical method through comparison and analysis with the flight test results.

(게재일: 2018.08.01)
이 논문에서는 정밀유도 포탄의 성능향상을 위한 유도기법을 제안하였다. 본 논문에서 제안하는 기법은 탄의 운동특성분석 없이 탄도와의 오차를 최대한 줄여 탄약의 표적오차를 줄이기 위해서 고안한 기법이다. 이 기법은 탄약의 회전 및 세차운동으로 발생하는 탄내 장착 관성센서의 출력 변동폭을 줄이기 위해 신호처리 기법으로 많이 사용되는 이동평균필터 기법을 적절히 응용한 것으로 관성센서 출력값을 보정하는 것이 목적이다. 단순히 3차원 유도조종 기법을 적용한 경우와 개선기법을 포함하여 적용한 기법의 성능을 비교하였으며, 명확한 성능개선을 확인하였다. 이 기법의 적용으로 유도탄과는 달리 가혹한 환경조건 및 불규칙한 운동 특성을 가지는 포발사 탄약의 탄착 정확도가 개선되는 것을 확인하였다.

In this paper, we propose a method to improve the performance by guidance technique and applying it to the precision guided ammunition. The proposed method is a technique designed to reduce the target error of ammunition by reducing the projectile error without analyzing the motion characteristics of the shot. This technique is applied to the moving average filter technique which is widely used as signal processing technique to reduce the fluctuation of the output of the inboard mounting inertial sensor caused by the rotation and the coning motion of the ammunition. In order to compare the performance of the applied technique including the simple 3D guided control technique and the proposed improvement technique. It is confirmed that the application of this technique improves the accuracy of impact of the cannon - launched ammunition with severe environmental conditions and irregular motion characteristics unlike the missile.

(게재일: 2018.08.01)
고도보정 노즐은 모든 고도에서 최적의 성능을 발휘할 수 있도록 고안된 노즐이다. 발사체의 비추력을 향상시키기 위한 방법으로는 연소실만의 특성인 특성배기속도를 향상시키는 방법과 노즐만의 특성인 추력계수를 향상시키는 방법이 있다. 고도보정 노즐은 동일한 연소기에서 노즐의 성능 개선을 통해 발사체의 성능향상을 가능하게 한다. 고도보정 노즐에 대한 연구는 독일 DLR에서 활발하게 진행되고 있으며, 미국, 러시아, 영국, 호주, 일본 등 항공우주선진국에서도 진행되고 있다. 본 논문에서는 고도보정 노즐에 대한 기술 현황 및 특허 동향에 대해 조사하였다. 이를 바탕으로 고도보정 노즐의 기술흐름을 파악하고 발사체 성능향상 연구에 기초자료로 활용하고자 한다.

The altitude compensation nozzle is a nozzle designed for optimum performance at all altitudes. A method of improving the specific impulse of the space launch vehicle is a method of improving the characteristic exhaust velocity which is a characteristic of the combustion chamber and a method of improving the thrust coefficient which is a characteristic of the nozzle. The altitude compensation nozzle enables improvement of the performance of the space launch vehicle by improving the nozzle performance for the same combustor. Research on altitude compensation nozzles has been actively carried out in the DLR in Germany and is being carried out in advanced countries such as the US, Russia, UK, Australia and Japan. In this paper, the technology trends and patent trends of altitude compensation nozzles are investigated and summarized. Based on this, the technical trends of altitude compensation nozzles is grasped and utilized as basic data for the study on the performance improvement of a launch vehicle.

(게재일: 2018.08.01)