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무인항공기의 비행 중 박리 측정을 위한 벽면 전단 응력 센서의 제작 및 성능검증
서대반,배남호,권세진 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11
이번 연구에서는 무인 공격기에 적용되어 경계층 제어를 위한 박리 발생 정보를 제공해줄 벽면 전단 응력 센서의 개발을 위해, 이에 대한 첫 번째 연구로 스트레인 게이지가 적용된 초소형 벽면 전단 응력 센서의 개념을 제안하고 센서의 설계 과정을 수행하였다. 제작 공정을 설계하고 공정 진행을 통해 제안된 센서를 제작을 완료하였다. 제작된 센서의 온도에 대한 민감도 평가를 통하여 매우 낮은 TCR 값을 가짐을 확인하였다. 이번 연구에서 제안된 센서 개념을 검증하기 위하여 유속에 따른 센서의 저항 변화를 풍동 실험을 통해 측정하였고, 박리 발생 측정 가능성을 검증하기 위하여 에어포일 섹션을 이용하여 실험을 수행하였다. 실험 결과 이번 연구에서 제안된 센서의 개념의 가능성을 확인하였으며, 박리 발생 측정 가능성도 확인되었다. The new type of the floating element-based micro shear stress sensor was proposed for detection of the separation over a UCAV-wing. The strain on the tethers generated by the wall shear stress is measured using strain gauges. The first version of this type of the sensor was designed and fabricated to verify the concept. The TCR was evaluated, and resistance change of the strain gauge according to wind velocity was measured by wind tunnel test. Through the test, the proposed concept was verified. The separation-detection test was conducted using an airfoil section. The resistance of the sensor was measured as increasing angle of attack. Based on this result, the possibility of separation detection was verified.
한국형발사체 7톤급 엔진 지상시험설비의 산화제 공급 시스템 구축 및 성능시험
서대반,유병일,정용갑,이광진,한영민 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11
한국형발사체의 3단용 추진 시스템으로 사용되는 7톤급 액체로켓엔진의 지상연소시험설비가 나로우주센터 부지 내에 구축되고 있으며, 각 하부 시스템 중 산화제인 액체산소를 엔진으로 공급하는 산화제공급 시스템의 구축이 완료되어 공급 성능 인증 시험이 수행되었다. 정격 유량 조건에서는 13.4 liters/sec 의 유량이 안정적으로 공급되는 것을 확인하였으며, 고유량 조건에서는 16.7 liters/sec 의 유량이 안정적으로 공급되는 것을 확인하였다. 또한 시동탱크/런탱크 전환 공급 시험을 통하여 먼저 시동탱크를 사용한 정격 유량 공급 성능을 확인하였으며, 엔진 시동 후 산화제 공급원을 런탱크로 전환하는 전환 공급 성능을 확인하였다. 7-tonf rocket engine ground test facility for propulsion system of KSLV-II 3rd stage is being constructed in Naro space center. The oxidizer supply system in this facility is the system which supplies a liquid oxygen from the runtank to the engine inlet at a particular flow rate and pressure. A cold flow test of the system is carried out to verify its performance. Measured flow rate is 13.4 liters/sec at the rated flow rate condition, and 16.7 liters/sec is measured at the high flow rate condition. The cold flow test using the start tank is also performed, and switching performance from the start tank to the runtank is verified.
MEMS Load Cell for Measuring μN Level Thrust of the Micro-thrusters
서대반,류영석,이종광 한국항공우주학회 2023 International Journal of Aeronautical and Space Sc Vol.24 No.3
A simple and highly sensitive micro-electromechanical systems (MEMS) load cell based on a piezoresistive sensing method that can be utilized in fabricating micro-thrusters was developed. The MEMS load cell was configured using a beam-membrane structure comprising a membrane, beam, electrical pad, and piezoresistor. The load cell was designed to enable thrust measurement of the micro-thruster, producing thrust levels in the range of 100–1 mN. To predict the structural characteristics for designing the load cell, a finite-element method(FEM) simulation was performed. The MEMS load cell was fabricated via the MEMS fabrication process using a Silicon-On-Insulator(SOI) wafer. To realize a highly sensitive piezoresistor, a polysilicon strain gauge was used with a boron concentration of 1.5 × 1015 cm−2. A beam-membrane structure with a 20-μm thickness was realized using deep reactive ion etching. To evaluate the performance of the fabricated load cell, the fractional resistance change as a function of the force was measured, and the sensitivity, nonlinearity, and coefficient of determination were evaluated. The fabricated load cell demonstrated a sensitivity of 4.50×10−7μN−1 , nonlinearity of less than 5%, and coefficient of determination of more than 0.9962. Therefore, the proposed MEMS load cell based on the piezoresistive sensing method within the target thrust range was verified.