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안이기,김재환,성옥석,Ahn, Ieeki,Kim, Jae-Hwan,Sung, Oksuk 항공우주시스템공학회 2014 항공우주시스템공학회지 Vol.8 No.2
From the flight safety and the performance point of views, a new engine installation impacts an helicopter development or upgrade program significantly. More than a close relationship between an aircraft manufacturer and an engine manufacturer is necessary for the best integration work from the program initiation phase. In this paper, technical cooperation between aircraft and engine companies, and technical supports by the engine manufacturer for the T700/701K engine during the Surion development program are summarized. The applications of official technical program documents, US Mil-spec, France airworthiness regulations as the standard of the engine installation work, and engineering activities at each phase such as contract, design and manufacturing, flight clearance, ground and flight tests are described. This paper would be a cornerstone for the future domestic helicopter development program.
비행시험 데이터로부터 추정된 세로운동 비행미계수의 정확성에 대한 연구
이정훈(Junghoon Lee),안이기(Ieeki Ahn),송용규(Yongkyu Song) 대한기계학회 2006 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2006 No.6
The longitudinal stability and control derivatives of ChangGong-91, a light airplane, are estimated from the flight test data. The output error method, which is a maximum likelihood estimation technique and considers measurement noise only, is applied to analyze the aircraft response occurred by the multi-step control inputs to horizontal tail. The estimated results are compared with wind tunnel test data and similar aircrafts' data. The reliability of the flight test measurement is examined in engineering judgment, scatter and Cramer-Rao bound, which turns out to be satisfactory with minor defects.
임병준(Byeungjun Lim),이동호(Dongho Rhee),전용민(Yongmin Jun),안이기(Ieeki Ahn) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11
가스터빈엔진의 시동을 위해서는 점화가 가능한 공기 및 연료 조건이 되도록 외부 동력으로 엔진을 가속시켜 주어야 한다. 항공기용 소형 가스터빈엔진의 전기식 시동시스템은 구조가 간단하고 중량이 작아 소형 항공기에 주로 사용된다. 가스터빈 엔진의 전기 시동시스템 해석을 위해서는 배터리, 시동 모터 특성 및 엔진 drag 토크의 분석이 필요하며, 엔진의 사용 온도에 따라 각각의 특성을 반영하여 시동 시스템을 분석하여야 한다. 본 논문에서는 소형 가스터빈엔진의 전기시동 시스템 기본 설계 과정 및 주요한 설계 파라메터에 대하여 기술하였다. For gas turbine engine starting, external power should be supplied with engine to accelerate to suitable rotational speed for air and fuel ignition conditions. Electric starting system for small gas turbine engine has simple system and light weight, so it is generally used for small aircraft. For system analysis of gas turbine engine electric starting system, Characteristics of battery, start motor, engine drag torque should be analyzed and theirs temperature effects should be considered. In this paper, preliminary design procedure of small gas turbine engine electric starting system and major design parameters were described.
헬리콥터 개념설계에 사용하는 경험적파라메터의 체계적인 결정기법
김원진(Wonjin Kim),채상현(Sanghyun Chae),오세종(Sejong Oh),김승범(Seungbum Kim),안이기(Ieeki Ahn),이관중(Kwanjung Yee) 한국항공우주학회 2012 韓國航空宇宙學會誌 Vol.40 No.8
헬기개념설계단계에서는 많은 수의 반복계산과 Trade-Off Study가 필요하기 때문에 상대적으로 단순한 해석기법을 이용하는 것이 보통이다. 이때 해석코드에 사용되는 경험적 파라메터는 주로 사용자의 경험에 의지하는 경우가 많은데, 이러한 경험적요소가 개념설계결과의 신뢰도와 정확성에 큰 영향을 미치게 된다. 따라서, 이러한 헬기개념설계도구에 사용되는 경험적파라메터를 보다 정확하고 논리적으로 산출하기 위한 새로운 기법이 필수적이다. 본 연구에서는 요구에 따라 산출된 경험적파라메터를 검증할 뿐만 아니라, 오류가 있을 경우 재산출하는 기법을 제안하였다. 현재 운용중인 특정헬기의 성능 및 유상하중을 설계헬기의 성능 및 중량추정의 목표값으로 설정한 후 최대이륙중량을 기준으로 참조헬기를 선정하고 참조헬기의 경험적파라메터를 헬기개념설계도구에 대입하여 설계해본 결과 오차범위 ±5% 이내로 목표 값과 일치함을 보였다. 본 연구에서 정립한 경험적파라메터 결정 기법이 개념설계 단계에서 효율적으로 활용될 수 있음을 확인하였다. At the stage of conceptual design of a helicopter, it is a general way using low fidelity analysis methods because of a large number of design calculations and trade-off studies. Determination of empirical parameters used in analysis codes for more practical design, depends on an user’s design experiences, which effects on the accuracy and the fidelity of conceptual design results. Thus, more precise and logical method should be required to determine the empirical parameters used in the conceptual design of a helicopter. The present method is to be used not only in verifying the empirical parameters generated by design requirements, but also regenerate them if they contain any errors. Empirical parameters produced by present method were used to design a helicopter with a payload objective and performance constraints of an operating helicopter. As a result, weights and geometries of designed helicopter matched the target value within 5% significance level, proving that the suggested parameter generating method can be useful in the conceptual design of a helicopter.