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에너지 절감을 위한 전공 레귤레이터의 압력제어에 관한 연구
김형석(HyoungSeog Kim),안경관(KyoungKwan Ahn),이병룡(ByungRyong Lee),윤소남(SoNam Yun) 대한기계학회 2006 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2006 No.11
Nowadays, elector-pneumatic regulator is widely used to a variety of practical pressure control applications. Fuzzy rule based PWM algorithm is newly proposed to save energy of electro-pneumatic regulator in this paper. A novel fuzzy rule based pulse width modulation(FRPWM) valve pulsing algorithm allows the electro-pneumatic regulator to become energy saving system. A comparison between the system response of conventional PWM algorithm and that of the proposed algorithm shows that the control performance is almost the same, but energy saving is greatly improved by adopting this new PWM algorithm. The effectiveness of the proposed FRPWM algorithm is demonstrated through experiments with various reference trajectories.
태양광 장기체공무인기 초기 사이징을 위한 에너지 밸런스 기법의 설계인자 민감도 분석
정형석 ( Hyoungseog Chung ) 공군사관학교 2016 空士論文集 Vol.67 No.2
최근 인공위성의 단점을 보완하여 감시정찰 및 통신중계 임무 등을 효율적으로 수행할 수 있는 고고도 장기체공무인기에 대한 연구가 세계 각국에서 활발히 진행되고 있다. 본 논문에서는 절기별 가용한 태양에너지를 계산하고 24시간 비행에 소요되는 필요 동력을 얻을 수 있는 태양패널 면적과 날개면적을 구하는 방식의 에너지 밸런스 기법을 적용하여 태양광 장기체공무인기의 초기 사이징을 수행하였다. 위도 38도, 고도 18.3km 환경에서 연중 24시간 비행이 가능한 150kg 급 장기체공무인기를 개발할 수 있는 가능성을 검증해 본 결과, 동절기에 24시간 비행을 하기 위해서는 날개면적과 총중량이 기하급수적으로 증가해야만 하고, 현재 기술수준으로는 총중량 150kg 급, 날개면적 50m2급 항공기로는 연중 24시간 비행이 불가능한 것으로 나타났다. 또한 비행일자, 태양패널효율, 프로펠러효율이 각각 총중량과 날개면적 등의 초기 사이징 결과에 미치는 민감도 분석을 수행하였다. 절기별 편차를 줄이고 장기체공무인기의 경량화를 위해 가장 효과적인 요소는 태양패널효율의 향상시키는 것이며, 고고도 저 레이놀즈 수 환경에 적합한 프로펠러 개발도 필요함을 확인하였다. In recent years, many countries are investigating the feasibility of replacing high cost satellite systems with a high altitude long endurance(hale) unmanned aerial vehicles(uav) for surveillance and reconnaissance missions as well as for communication relay missions. In this study, a preliminary sizing procedure for solar powered hale uav using energy balancing method is developed. The sizing procedure is then used for the feasibility study to check if a 150kg class hale uav can be designed for 24 hour operation mission throughout the entire year around the Korean peninsular. The results show that it is not yet possible to operate 24 hour mission using the technology level currently available. The aircraft wing size and weight should be increased to supplement the loss of solar energy during the winter period. In order to make it possible for a 150kg class uav to operate 24 hour mission even during the winter period, the solar panel efficiency should be improved up to 0.25 level, and more efficient propeller design suitable for low Reynolds number environment should be developed in the future.
강제진동 기법을 이용한 무미익 비행체의 동안정 미계수 측정
양광진(Kwangjin Yang),정형석(Hyoungseog Chung),조동현(Donghyun Cho),안은혜(Eunhye An),고준수(Joonsoo Ko),홍진성(JinSung Hong),김용덕(Yongduk Kim),이명섭(MyungSup Lee),허기봉(Gi-Bong Hur) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.7
본 연구에서는 강제진동 기법을 이용하여 람다형상을 갖는 무미익 무인기의 동안정 미계수를 측정하였다. 강제진동 기법은 시험모델을 일정한 크기의 각 변위로 진동시키면서 항공기에 작용하는 공력의 시간이력(time history) 데이터를 측정하고, 입력진동 대비 공력데이터의 위상차와 진폭을 추출함으로써 비행체의 동안정 미계수를 계산하는 방법이다. 본 연구에서는 롤, 피치, 요 방향으로 각각 진동시킬 수 있는 실험 장치를 설계, 제작하여 국내 최초로 무미익 항공기의 동안정 미계수 측정 시험을 수행하였다. 롤 댐핑 동안정 미계수 측정 결과, 진동 주파수와 진동의 크기가 증가하여도 동안정 미계수의 경향성은 동일하게 나타나며, 전반적으로 측정 받음각 구간에서 안정한 특성을 보였다. 피치 댐핑 동안정 미계수의 경우 작은 진동 주파수에서 동적으로 더 안정해지며, 받음각 15o 이상에서는 동적으로 불안정해지는 경향성을 보였다. 각 시험데이터들은 반복성 시험을 통해 데이터의 신뢰성을 검증하였으며, 본 연구에 적용된 강제진동 기법이 무미익 항공기의 동안정 미계수를 성공적으로 측정할 수 있음을 확인하였다. In this experimental study, the dynamic stability derivatives of a tailless lambda-shape UAV are estimated from time history data of aerodynamic moments measured from the internal balance while the test model is forced to oscillate at given frequencies and amplitudes. A 3-axis forced oscillation apparatus is designed to induce decoupled roll, yaw, pitch oscillations respectively. The results show that the roll damping derivatives remain stable at the entire range of angle of attack tested, whereas the pitch damping derivatives become unstable beyond 15° angle of attack. The amplitude and frequency have little impact on roll damping derivatives while the smaller amplitude and frequency of oscillation improves the pitch stability. The yaw damping derivative values are fairly small as expected for a tailless configuration. The results indicate that the proposed methodology and test apparatus area valid for estimating the dynamic stability derivatives of a tailless UAV.
한국형 저비용 저고도 공중보급 체계용 낙하산 전개 특성 풍동시험
김승필,정인식,권기범,최윤석,정형석,Kim, Seung Pil,Jung, Insik,Kwon, Kybeom,Choi, Younseok,Chung, Hyoungseog 한국군사과학기술학회 2017 한국군사과학기술학회지 Vol.20 No.3
A wind tunnel test for the scaled parachute models was performed to verify aerodynamic characteristics for practical usage of Korean low cost low altitude aerial delivery system. The cruciform shaped cargo parachute models for heavy and light weight were ejected into wind tunnel test section; and the drag forces acting on the models in steady condition were measured in accordance with velocity. Also, the maximum opening forces during inflation were obtained and captured by a high speed camera to analyze the inflation characteristics and evaluate the design of the low cost aerial delivery system. The results showed a reliable stability and met the design requirement of delivery operation system for R.O.K Air Force.
안은혜(Eunhye An),최윤석(Younseok Choi),오재요(JaeYo Oh),이순태(Soontae Lee),조동현(Donghyun Cho),정형석(Hyoungseog Chung),임진우(Jinwoo Yim),김선태(Suntae Kim) 한국항공우주학회 2016 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2016 No.4
본 연구에서는 무미익 무인기 형상에 대한 공력특성 파악을 위해 풍동실험 및 전산해석을 수행하였다. 풍동실험은 유속 50㎧에서 수행하였다. 풍동실험과 전산해석 결과를 서로 비교분석함으로써 데이터의 신뢰성 및 정확성을 확인하였다. 본 논문에서는 이러한 결과를 바탕으로 무미익 무인기의 앞전 곡률을 작게 바꾸어 앞전 유동 구조에 따른 공력특성 변화를 확인하였다. 그 결과, 앞전 곡률이 작은 경우 더 큰 와류유동이 발생하였으며 이로 인하여 고 받음각 영역에서 항력계수가 더 크게 나타났다. In this study, we performed a wind tunnel test and a CFD analysis to understand characteristics of tailless UAV shapes. The wind tunnel tests are performed at the velocity of 50㎧. As comparing and analyzing the results of the wind tunnel test and CFD analysis, we could verify reliability and accuracy of data. In this paper, we transformed the leading edge curvature of UAV. As a result, in the case of the sharp leading edge curvature, it generated the bigger vortex structure and the drag coefficient increased at the high angles of attack.