아음속풍동 시험에서의 불확도 해석

권기정(Kijung Kwon),성봉주(Bongzoo Sung) 한국항공우주학회 2002 韓國航空宇宙學會誌 Vol.30 No.4

항공우주 파생기술 실용화를 위한 타당성 연구

권기정(Kijung Kwon) 한국항공우주학회 2017 韓國航空宇宙學會誌 Vol.45 No.2

한국항공우주연구원 중형아음속풍동은 98년 완공 이래 20여년 가까운 노하우를 축적하였으며, 이제는 관련 기술을 상업화하기 위한 노력을 하고 있다. 그 일환으로 스카이다이빙 시뮬레이터가 장착된 수직 풍동 설계 연구를 수행 중에 있다. 고성능 저소음 설계를 포함한 개념 설계를 항우연에서 수행하고, 국내 제작 가능한 업체에 기술 이전을 하여 상업화 가능성을 높이고자 한다. 아울러 중국 시장 진출을 위해 중국 관련 기관과의 협력도 모색하고 있다. KARI LSWT(Korea Aerospace Research Institute Low Speed Wind Tunnel) has accumulated close to 20 years of know-how since its completion in 1998 and is trying to commercialize related technologies. As part of this research, KARI LSWT is studying design of vertical wind tunnel equipped with a skydiving simulator. KARI carries out concept design together with high performance/low noise design and is to transfer the related technology to a domestic producible company to increase commercialization possibility. In addition, KARI is seeking cooperation with related organizations in China to enter Chinese market.

인간동력항공기 제작 및 비행 시험

권기정(Kijung Kwon),안석민(Seokmin Ahan) 한국항공우주연구원 2013 항공우주기술 Vol.12 No.2

본 연구에서는 인간의 힘만으로 비행하는 인간동력항공기 제작 과정과 조종사 훈련을 위한 비행 시험을 수록하고 있다. 기체 무게를 줄이기 위해 탄소섬유, PVC폼과 같은 초경량 재질만을 사용하였으며 최종 무게는 41.5kg 이었다. 조종 훈련을 위한 비행 시험을 2012년 8월에서 9월 사이에 고흥항공센터에서 92회에 걸쳐 수행하였으며, 인간동력항공기 조종에 대한 노하우가 없던 초반에는 기체가 파손되는 경험도 하였으나, 이후 조종 기술을 습득하여 인간동력항공기 시범 경진대회에서 한국항공우주연구원 시범기가 240m 비행에 성공하였다. Fabrication of human powered aircraft and flight test procedure for pilot training are included in this paper. To meet the weight requirement, very light materials such as carbon fiber and PVC foam are used and the final weight was 41.5kg. Ninety two times of flight test were done at Goheung Aviation Test Center from August to September 2012. When KARI were lack of know-how about human powered aircraft, damages on the aircraft were very frequent. After knowing how to fly and to control, one of two pilots was finally successful in flying further to 240m in the Human Powered Aircraft Contest.

Shear Perturbation Study of Coaxial Swirl Jet using SPIV

Wonjoong Lee(이원중),Kijung Kwon(권기정) 대한기계학회 2010 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2010 No.11

To develop the reliable and controllable jet excitation device, a subsonic jet facility and its supplementary equipments are designed and fabricated. The major system components consist of coaxial subsonic nozzles, swirl generators, and exciters. The experiments are carried out at various flow conditions and excitation modes. Three components of mean velocity under the shear perturbation are measured using a stereoscopic particle image velocimetry (SPIV). In general, coaxial swirling jets are unstable in the near field to all the excitation modes examined. It is shown that the overall response of the swirling jet to excitation is dependent on the mode number. Especially the preferred mode effectively affects the flow property distributions in the vortex core and the shear layer at the jet periphery simultaneously.

드릴십 형상에 따른 풍하중 및 유동장 변화

정영인(Youngin Jung),권기정(Kijung Kwon) 대한조선학회 2015 大韓造船學會 論文集 Vol.52 No.3

고속압력감응페인트를 이용한 로터 블레이드 표면 압력 측정

김기동(Kidong Kim),권기정(Kijung Kwon) 한국항공우주학회 2014 韓國航空宇宙學會誌 Vol.42 No.1

본 논문은 고속압력감응페인트기법(Fast-Responding PSP)을 소개하고, 이를 이용하여 정지비행상태에 있는 축소형 로터 블레이드의 표면(윗면) 압력을 측정해봄으로서 PSP를 이용한 로터 블레이드 표면 압력 측정의 정확성과 그에 따른 실험기법의 타당성을 검증하기 위하여 수행되었다. 실험을 위한 광원으로는 532 ㎚ 파장을 가지는 Pulsed laser를 사용하였고, PSP 측정 기법으로는 Lifetime 기법을 적용하였다. 또한, 모델 표면에 도포된 압력감응페인트는 반응성이 높은 Porous PSP가 사용되었다. 로터 블레이드는 NACA0012 익형을 가지고 있으며 길이 340 ㎜, 코드 40 ㎜의 직사각 형상 1종과 끝단의 후퇴각이 다른 4종의 형상을 사용하였다. 로터 블레이드의 콜렉티브 피치각 변화에 따른 표면 압력 분포를 측정하였으며 측정된 결과를 통해 콜렉티브 피치각이 증가할수록 윗면의 압력이 낮아 지는 것을 정성적으로 확인하였고, 정량적인 압력계수는 NASA의 실험 데이터와 비교하여 약 0.4 ~ 0.7 정도 높은 경향성을 보였다. The present study was conducted by using fast-responding PSP technique to measure the surface pressure on a small-scale rotor blade in hover. Also, the study was performed to verify the accuracy and investigate its possibility of PSP application for rotor blade pressure measurement. Pulsed laser which has 532 ㎚ wavelength was used as a light source. Lifetime measurement technique was applied. Also, the coated paint on a rotor blade was porous PSP which has faster response time than conventional PSP. The blades had NACA0012 airfoils. The length of rotor blade was 340 ㎜ and chord was 40 ㎜ with rectangular shape 1 set, and 4 sets had several tip sweepback angles. The measured results qualitatively showed that the upper surface pressure decreases with increasing the collective pitch angle. Quantitative pressure coefficients of PSP results were higher approximately 0.4 to 0.7 than the pressure tap data of the NASA experiment.

PSP를 이용한 항공기 형상 모형 날개 표면 압력 측정

정혜진(Hye jin Jung),권기정(Kijung Kwon) 한국항공우주학회 2008 韓國航空宇宙學會誌 Vol.36 No.4

본 연구에서는 NACA4412익형으로 이루어진 주날개에 NACA0012플랩이 장착된 아음속 벽면효과 모형(SWIM)의 날개 표면 3차원 압력 분포를 압력감응페인트를 이용하여 시험적으로 연구하였다. 한국항공우주연구원의 아음속 풍동에서 레이놀즈수 3.1×10?의 조건에서 시험 모형의 받음각 변화에 따른 날개 윗면 및 아랫면의 압력 분포를 측정하였다. 그 결과 받음각이 증가함에 따라 날개 윗면에서의 최저 압력 지점이 뿌리에서 끝단으로 이동을 하는 것을 관찰하였고, 날개 끝단의 뒷전에서도 끝단 와류를 일으키는 압력이 매우 낮은 지점도 관찰되었다. 그러나 실속각 이후인 받음각 15도의 경우 끝단 뒷전에서는 압력이 낮은 지점이 계속 관찰되었으나 그 이외의 부분은 스팬 방향 압력 분포가 편평하였다. 압력감응페인트와 더불어 압력공을 사용하여 날개의 코드 방향 2차원 압력분포도 측정 하여 비교하였고 두 시험에서 측정된 각 압력계수들의 차이의 평균은 약 0.077임을 확인하였다. In this study, three dimensional surface pressure distributions of SWIM whose main wing has NACA4412 airfoil with NACA0012 flaps were experimentally measured by pressure sensitive paint. Surface pressures on suction and pressure sides of the wing were measured by changing an angle of attack at a Reynolds number of 3.1×10? in KARI 1m subsonic wind tunnel. The experimental results showed that as an angle of attack increases minimum pressure region on a suction side moved from the wing root to the tip and low pressure region around trailing edge of the wing tip which causes wing tip vortex was observed. Although low pressure region at the tip still observed at an angle of attack 15 deg., other area on a suction side showed flat pressure distribution in a span-wise direction. It was also observed that the mean value of pressure coefficients was about 0.077 through a comparison between PSP and pressure taps at the same test conditions.

한국항공우주연구소 중형 아음속풍동

성봉주(Bongzoo Sung),정진덕(Jindug Jung),권기정(Kijung Kwon),조태환(Taewhan Cho),최인호(Inho Choi) 한국항공우주학회 1999 韓國航空宇宙學會誌 Vol.27 No.7

간접 저항을 이용한 전기 접점 브레이징의 접합 품질 분석에 관한 연구

박주헌(Jooheon Park),김학준(Hakjoon Kim),권기정(Kijung Kwon) 대한용접·접합학회 2021 대한용접학회 특별강연 및 학술발표대회 개요집 Vol.2021 No.5

누전 차단기에 사용되는 전기 접점의 접합은 고주파 유도가열, 화염, 직/간접 저항 등의 다양한 브레이징 방법을 통해 이뤄지고 있다. 특히, 접점의 크기가 작은 경우에는 간접 저항을 이용한 브레이징 방법을 사용하고 있으며, 저항점 용접과는 달리 피접합재에 전극을 접촉한 후 전류를 인가함에 따라 발생하는 저항열을 이용하여 피접합재 사이에 있는 용가재가 용융되어 접합하는 방법이다. 지금까지 현장에서는 주로 작업자가 수작업으로 브레이징을 진행하고 육안으로만 품질 검사가 이뤄지기 때문에 접합부 품질 및 내구성의 편차가 크게 나타나고 있는 실정이다. 이러한 품질 문제를 해결하고 생산성 향상을 위해 국외 장비의 벤치마킹을 실시하여 간접저항 브레이징 자동화 장치를 개발하였다. 본 연구에서는 개발된 간접 저항 브레이징 자동화 시스템의 공정변수를 최적화하고 양산 현장에서 접합부의 품질을 관리할 수 있도록 브레이징 온도, 접합부 기공 등에 대한 분석을 진행하여 지속적인 모니터링이 가능한 시스템을 개발하였다. 브레이징 시 접합부에 과입열이 될 경우 접점 손상 및 제품 내구도가 감소하기 때문에 접점 냉각을 위한 상부 냉각봉의 내부 형상을 변경하여 접점의 온도가 400℃이하로 냉각되는 최적 형상을 FEM 해석을 통해 확보하였으며, 접점의 과입열 여부를 모니터링하기 위해 비접촉 온도 측정 방식을 최종적으로 자동화 시스템에 구축하였다. 접합부 내부 기공 및 미접합과 같은 결함을 확인하기 위해 초음파 검사를 진행하였으며, A-Scan 방식으로 브레이징 접합부의 초음파 신호를 획득하여, 사전에 제작된 Reference 시험편의 초음파 신호와 1차 backwall의 amplitude 변화를 비교 분석하였다. 또한 양산 현장에서 즉각적인 제품의 합/불 판정 및 모니터링이 가능하도록 C-Scan 방식을 이용하여 브레이징 접합부의 스캔을 진행하였다. C-Scan을 통해 2차원의 이미지화 된 기공 및 용가재 퍼짐 불량 같은 결함 상태를 확인하였으며, 최종적으로 얻어진 이미지에서 확인된 결함과 동일한 주파수를 스캔하는 방식인 F-Scan을 통해 이미지를 강조하여 결함의 위치를 좀 더 명확하게 확인할 수 있는 시스템을 구축하였다.

중형 전기추진 무인기용 프로펠러 풍동시험

박부민(Poomin Park),황오식(Ohsik Hwang),김영문(Youngmun Kim),김춘택(Chuntaek Kim),권기정(Kijung Kwon) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

한국항공우주연구원(KARI)에서 개발 중인 중형 전기추진 무인기에 사용할 프로펠러의 선정을 위하여 프로펠러의 비행조건 성능을 풍동시험을 통하여 측정하였고, 해석으로부터 예측된 성능과 비교하였다. 시험은 KARI의 대형 아음속 풍동에서 수행되었다. 시험에 사용된 프로펠러들은 지름 21“ 폴딩 타입 상용 제품이다. 시험 결과로부터, 순항조건에서 66%의 효율을 보인 21"×15.5" 프로펠러가 선정되었다. Wind tunnel test on 20“ class propellers are carried out at KARI"s low speed wind tunnel(LSWT). The test was done to select most efficient propeller for middle size electric propulsion UAV of KARI. The propellers are commercially available 20" class folding type propellers made of carbon fiber composite material. As the result, 21"×15.5" propeller was selected whose efficiency is 66% at cruise condition.