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제상언(Sang-Eon Je),김도준(Do-Jun Kim),이재명(Jae-Myong Lee),박찬우(Chan-Woo Park),조태환(Tae-Hwan Cho),김진석(Jin-Seok Kim),이진균(Jin-Gyun Lee) 한국항공우주학회 2008 韓國航空宇宙學會誌 Vol.36 No.4
국내 독자 기술로 개발된 KT-1/KO-1 기본 훈련기는 멕시코, 필리핀, 터키, 베네주엘라 등 주요 수출 대상국가의 보유 기본 훈련기 및 무장기에 대한 교체 후보 기종으로 주목받고 있다. 본 연구를 통하여 KT-1 해외수출을 확대하기 위해 동급 기종의 경쟁사를 분석 하고 대륙별 기본 훈련기 보유 현황과 Fade Out 시기를 예측하였다. 시장조사 결과 2025년 까지 33개국에 4,500여대의 소요가 예상 되었으며 자국 항공기 경쟁기종 보유, 정치 외교환경, 경제 환경 등의 고려에 의한 마케팅 가능 국가를 선정하여 수출가능 대수를 예측하였다. The basic Trainer Aircraft of The Korean Air force KT-1/KO-1, which was designed and developed by Korean Technology has been a primary candidate as a replacement for the aging basic trainer or armed version for surface support operation for the nations such as Mexico, Philippine, Turkey, Venezuela and etc. In this study, competitors for the same class aircraft. and the present operational status of the basic trainer of the world were identified and the fade out periods were also predicted. The result of this market analysis showed the required number of aircraft by the year 2025 for 33 countries as 4500. The exportable number of KT-1 aircraft was predicted considering the political/ diploma tical environments, economic environment and also by the ability of producing same class aircraft of the country.
조종면이 장착된 회전하는 발사체에서의 공력특성 분석에 관한 실험적 연구
박영하(Young-Ha, Park),제상언(Sang-Eon Je),조수용(Soo-Yong Cho) 한국항공우주학회 2013 韓國航空宇宙學會誌 Vol.41 No.5
본 연구에서는 미사일형상의 몸체(쉘)와 쉘의 헤드부에 조종면을 부착한 발사체에서 힘과 모멘트를 측정하였다. 쉘과 헤드부는 상호 분리되어 있으며, 쉘은 모터에 의하여 회전되도록 하였다. 헤드부는 쉘의 회전방향과는 반대로 회전하며, 헤드부의 회전은 한 쌍의 조종면에 동일한 회전 방향으로 각변위을 주어서 비행하는 경우에 자연적으로 회전력이 발생되도록 하였다. 실험에서의 유속은 40 m/s로 설정하였으며, 레이놀드수는 헤드직경을 기준으로 1.3x105 였다. 발사체의 자세제어 및 방향전환을 위하여 헤드부에 있는 다른 한쌍의 조종면은 각변위의 조정이 가능하도록 하였다. 회전하는 발사체에서 힘과 모멘트의 변화가 측정되었으며, 측정된 결과로부터 FFT 분석을 통하여 영향력이 있는 진폭과 주파수를 얻었다. In this study, forces and moments were measured on a projectile which consisted of a missile configuration body(shell) and a head installed control fins. The shell and the head were separated each other and the shell was rotated by an electric motor. The head rotated reversely against the rotational direction of the shell. The rotational force on the head was obtained from a couple of fixed fins of which angular displacement were set to the rotational direction equally. The air velocity was 40m/s on the experiment and the Reynolds number based on the diameter of head was 1.3x105. The other couple of fins were used to control the position and direction of the projectile by changing the angular displacement. From this experiment, the variation of force and moment were measured on the rotating projectile, and the effective amplitude and frequency were obtained through the FFT analysis.
대기권을 비행하는 유도 미사일의 최대 사거리 구현을 위한 외형 형상 최적화 시스템 연구
양영록(Young Rok Yang),허상범(Sang Bum Hu),제소영(So Yeong Je),박찬우(Chan Woo Park),명노신(Rho Shin Myong),조태환(Tae Hwan Cho),황의창(Ui Chang Hwang),제상언(Sang Eon Je) 한국항공우주학회 2009 韓國航空宇宙學會誌 Vol.37 No.6
본 논문에서는 커나드와 테일핀을 가진 지대지 유도미사일이 대기권을 비행할 때 최대 사거리를 갖기 위한 효율적인 외형 형상 최적화 기법 연구에 대하여 기술하였다. 이를 위하여 비행궤적 해석 기법과 최적화 기법을 연계하여 미사일의 사거리 증대를 위한 외형형상 최적화 전산 프로그램 시스템을 구축하였다. 비행궤적 해석부분에서는 반실험적 기법을 이용한 공력해석프로그램인 Missile DATCOM을 직접 연결하여 운동방정식 계산에 필요한 공력계수들을 계산 시간 단계 마다 효율적으로 제공할 수 있게 하였고 최고점 이후의 활공비행 구간에서는 최대 양항비를 갖는 Trim 조건 계산 모듈을 첨가하여 활공비행전 영역에서 최대 양항비 상태에서 지속적으로 비행한다는 가정으로 계산 하였다. 최적화 기법으로는 Response Surface Method(RSM)를 적용하여 계산 시간 효율화를 꾀하였다. This paper describes a research result of a external shape optimization study to maximize the range of the guided missile with canards and tailfins in atmospheric flight. For this purpose, the external shape optimization program which can enhance the range of a missile was developed, incorporated with the trajectory analysis and the optimization technique. In the trajectory analysis part, Missile DATCOM which utilizes the semi-empirical method was directly connected to the trajectory code to supply the aerodynamic coefficients efficiently at every time step. In the gliding flight trajectory after apogee, a maximum C<SUB>L</SUB>/C<SUB>D</SUB> trim condition calculation module was attached under the assumption of the missile continuously flying at maximum C<SUB>L</SUB>/C<SUB>D</SUB> condition. In the optimization part, a Response Surface Method(RSM) was adopted to reduce the computing time.
양병주(Byeong-Ju Yang),송동건(Dong-Gun Song),강용성(Yong-Seong Kang),조제현(Je-Hyeon Jo),제상언(Sang-Eon Je),김병관(Byeong-Kwan Kim),명노신(Rho-Shin Myong) 한국항공우주학회 2019 韓國航空宇宙學會誌 Vol.47 No.7
순항 유도탄은 비행기처럼 날개와 제트엔진을 사용하여 상당 거리를 순항한 후 최종 목표에 도달하는 유도탄이다. 적의 레이더에 쉽게 포착되지 않을뿐더러 아음속 장거리 순항이 가능해야 하므로, RCS 저감과 향상된 공력성능을 고려한 통합 설계가 필수적이다. 본 연구에서는 Taurus 유도탄과 유사한 순항 유도탄 모델을 설계한 후, Physical Optics (PO; 물리적 광학) 기법과 Navier-Stokes CFD 코드를 사용하여 비행체의 RCS와 공력특성을 분석하였다. 이를 바탕으로 공력성능 향상과 RCS 저감 기술이 적용된 순항 유도탄의 최적 형상을 도출하였다. A cruise missile uses wings and a jet engine like an airplane to reach the target after cruising a considerable distance. An integrated design of a cruise missile based on radar cross section (RCS) reduction and enhanced aerodynamic performance is indispensable, since it must be able to fly long-distance at subsonic speed without being detected by enemy radar. In this study, we designed a Taurus-type cruise missile and analyzed its RCS and aerodynamic characteristics using the physical optics (PO) technique and the Navier-Stokes CFD code. As a result, we obtained the optimal shape of cruise missile with improved aerodynamic performance and reduced RCS.