Froude Scaling 기법을 적용한 헬기 비상부주 장비 해수면 안정성 입증 시험

장인기(In-Ki Chang),류보성(Bo-Seong Ryu),김정훈(Joung-Hun Kim),김영진(Young-Jin Kim) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.12

해상 운용 헬리콥터는 비상부주를 적용하여 탑승자의 안전한 탈출을 위해 일정시간 이상 안정된 상태를 유지할 수 있어야 한다. 규정에서도 헬기가 해상에 착륙 후 승객이 탈출할 수 있는 충분한 부양시간을 요구하고 있다. 이를 위해 국내개발 헬기의 비상부주 장비는 해수면에서의 안정성 입증을 위해 “Froude Scaling” 기법을 적용하여 수조시험을 수행하였다. 시험 형상 및 조건은 헬기 하중조건과 요구되는 규격을 고려하여 설정하였다. 시험결과 요구 조건인 해상 상태 코드4와 손상조건 해상 상태 코드2에서 안전성이 있음을 확인하였다. A marine helicopter should remain sufficiently upright to permit safe evacuation of all personnel with a flotation system. And the rule requires that after ditching in water, the adequate flotation time will allow the occupants to leave the rotorcraft. To this end, stability test of the emergency flotation system for Korean marine helicopter was performed by using “Froude scaling method” in water tank. Test configuration and conditions were determined in consideration of the helicopter loading condition and related specifications. Test results meet the stability requirements at sea state code 4 and sea state code 2 with puncture conditions.

한국형 기동헬기 꼬리 날개 디페인팅 현상을 통한 도장 품질 향상에 관한 연구

장인기 ( In Ki Chang ),김영진 ( Young Jin Kim ),서현수 ( Hyun Soo Seo ),전부일 ( Boo Il Jeon ) 한국품질경영학회 2014 품질경영학회지 Vol.42 No.3

Purpose: The purpose of this study was to explain de-painting phenomenon of KUH-1 tail blade and to propose useful solution of it by test. The proposed solution was evaluated by real flight, and then it applied to mass product to improve the paint qual ity of KUH-1 tail bl ade. Methods: This study investigated an adhesive ability of primer following surface sanding condition. The cross cut and scratch test were conducted to evaluate the adhesive strength. And the water flow test was designed to simulate a real flight condition under rain. Through water flow test, an optimal condition of tail blade to prevent a de-painting phenomenon was deduced. Finally, the improvement method was evaluated by real flight under rain. Results: The results of this study are as follows; The sequential polishing was most excellent method in primer painting quality. The results of test including cross cut, scratch and water flow showed that MIL-DTL-53039 paint with epoxy primer has excellent adhesive ability. To proof the effect of improvement, a real flight during a rain condition was conducted. Finally, the comparison between original and improved configuration was conducted. Conclusion: The painting quality of KUH-1 tail blade was improved through deriving an optimal painting condition. In detail, a condition of optimal sanding and a sort of primer and paint was showed. Finally, the reliability of tail blade was guaranteed through improving the quality of painting.

회전익항공기 상태감시시스템 임계값 최적화를 통한 비행안전성 확보기술

전병규 ( Byung-kyu Jun ),정상규 ( Sang-gyu Jeong ),김영목 ( Young-mok Kim ),장인기 ( In-ki Chang ) 한국항행학회 2016 韓國航行學會論文誌 Vol.20 No.5

항공기는 비행이라는 특수성에 의해 안전성이 매우 중요하게 고려되어야 하며, 생산단계 뿐 아니라 운용·유지단계에서도 적절한 검사와 정비를 통해 비행안전성을 유지해야 한다. 최근에는 구성품의 건전성 확인과 정비 필요성 판단을 인적요소에 의존하지 않고 공학적 접근법에 의한 최신 기술이 사용되고 있으며, 국내에서 생산하는 회전익기에도 주요 구성품의 진동측정/감시 시스템인 health & usage monitoring system이 적용되어 운용 중에 있다. 그러나 진동 임계값이 부적절하여 생산 및 운용 간 지속적인 임계값 초과현상이 발생하였으며, 이는 실제 정비가 필요한 경우가 아닌 오경보로 판명되었다. 본 논문에서는 HUMS의 운용개념을 기술하고, 특히 제한된 여건에서 효율적으로 정비 필요성을 판단하기 위한 HUMS 임계값 최적화와 재설정된 임계값의 초과현상 발생시 조치해야하는 검사 및 정비행위를 정립하여 운용유지의 효율성과 궁극적으로 항공기 신뢰성을 향상 시킬 수 있는 연구를 수행하였다. The aircraft has to be considered for safety very importantly because of peculiarity of flight in the air, so it should be retained through proper inspection and maintenance not only in production phase but also in operating phase. Recently, it is using the latest technology as engineering approach not depending on human factor to determine on maintenance needs, and domestic production rotary aircraft also has the health & usage monitoring system to measure and to monitor major components. However, continued vibration exceedance phenomenon occurred in production and operation phase because of inappropriate thresholds, and it confirmed as false alarm which is not necessary to repair. In this paper, it is described that operational concept of HUMS, and especially it contains a study result for efficiency of aircraft operation and ultimately the improvement of flight safety by optimizing HUMS thresholds to determine efficiently necessity of maintenance under limited conditions and by establishing inspection/maintenance procedures when the re-designated thresholds exceedance occurred.

회전익 항공기의 전선절단기 길이와 조종입력의 상호관계 연구

김영진(Young-Jin Kim),이승재(Seung-Jae Lee),장인기(In-ki Chang),심대성(Dai-Sung Shim) 한국항공우주학회 2017 韓國航空宇宙學會誌 Vol.45 No.1

본 논문에서는 회전익 항공기의 조종입력과 지상 활주 속도를 바탕으로 해석을 통하여 전선절단기 길이를 제시하였다. 항공기의 안전을 위해서 적용되는 전선절단기가 적절한 길이로 선정되지 않을 경우 블레이드와 충돌가능성 생기거나 전선에 의해서 사고가 발생할 수 있다. 본 연구를 위해서 개발에서 사용된 조종입력을 분석하여 지상 활주에 필요한 조종입력 조건을 설정하였다. 이를 바탕으로 20, 40, 60 kts 지상 활주 속도별로 해석을 통하여 블레이드와 전선절단기 충돌 가능성을 검토하였다. 이 후, 이 결과를 항공기 모사시험 결과와 비교하여 해석결과의 적절성을 확인하였다. 최종적으로 지상 활주 간 모든 조종입력 범위에 대해 충돌을 피하기 위한 전선절단기 축소 길이와 이 경우 공중비행 시 생기는 비보호구역의 증가량을 동시에 제시하였다. This paper shows a length of wirecutter using an analysis based on Rotorcraft’s control input and taxiing speed. In case of selecting an inappropriate length of wirecutter which applies to rotorcraft for safety, this causes a collision between blade and wirecuter, or an accident by wire. We review the control input which was used in development stage, and establish the conditions of control input which are needed in taxiing. Based on these conditions, we review the collision possibility between blade and wirecutter through analysis in case of 20, 40, 60 kts taxiing speed. Following, this result is verified by comparison with that of a simulation test in rotorcarft. Finally, in case of high collision possibility, we presented the downsize length to avoid the collision and increment of non-protective area in flight, simultaneously.

멀티 레벨 셀 플래시 메모리 신뢰성 분석을 통한 항공 전자장비용 내결함성 메모리 설계 연구

정상규 ( Sang-gyu Jeong ),전병규 ( Byung-kyu Jun ),김영목 ( Young-mok Kim ),장인기 ( In-ki Chang ) 한국항행학회 2016 韓國航行學會論文誌 Vol.20 No.4

일반적으로 MLC NAND 플래시 저장장치는 SLC NAND 플래시 기반의 장치에 비해 정보 신뢰성이 낮은 것으로 평가된다. MLC 플래시는 SLC 플래시 보다 약 1000배 이상의 RBER (raw bit error rate)을 갖는다고 평가되나 최근 Google 데이터 센터에서 수집된 결과로부터 수행된 연구를 통해 실제 RBER은 이보다 훨씬 낮은 것으로 확인되었다. 이런 연구 결과를 바탕으로 우리는 MLC 플래시의 여유 저장 공간과 SSD 내부에 존재하는 Firmware 층을 활용하여 하드웨어적 구조 복잡성의 증가 없이 정보 신뢰성을 향상시키는 방법인 IDDD (in drive data duplication) 방식을 고안하였고 실 측정결과와 계산을 통해 MLC 플래시의 정보 신뢰성이 SLC 플래시 대비 상당히 높아질 수 있음을 보였다. 우리가 연구한 총 48개 상황 중 44개의 상황에서 SLC 플래시의 RBER이 MLC 플래시보다 낮았음에도 불구하고 IDDD방식을 적용함으로써 48개의 모든 상황에서 MLC 플래시의 RBER이 SLC 플래시보다 낮으며, 43개의 상황에서 UBER (uncorrectable bit error rate) 또한 SLC 플래시 대비 낮음을 보였다. Typical MLC NAND flash devices are considered less reliable than SLC NAND flash devices. Although raw bit error rate (RBER) of MLC flash had been considered approximately 1000times or more higher than that of SLC flash, recent research conducted on Google’s data center shows that it is much lower than such expectation. Based on the research, we devised In Drive Data Duplication (IDDD) scheme that efficiently exploit MLC flash’s sufficient capacity to improve its data reliability without structural complexity increment using SSD intrinsic firmware layer, and showed the data reliability expectation of MLC flash could be significantly higher than that of SLC flash from measured and calculated error rates. Even though RBER of SLC flash was lower than that of MLC flash in 44 out of 48 cases we studied, applying IDDD scheme, RBER of MLC flash was became lower than that of SLC in all 48 cases and uncorrectable bit error rate (UBER) of MLC flash was became lower than that of SLC flash in 45 out of 48 cases.

금형 주조한 GZ21 합금과 AZ91 합금의 부식특성 비교

김대한 ( Dae Han Kim ),김병호 ( Byeong Ho Kim ),박경철 ( Kyung Chul Park ),장인기 ( In Ki Chang ) 한국주조공학회 2016 한국주조공학회지 Vol.36 No.2

In this study, comparison of corrosion properties of the Mg-1.5Ge-1Zn (GZ21) alloy and Mg-9Al-1Zn (AZ91) alloy were investigated. The studied alloys were fabricated by permanent mold casting method. And the potentiodynamic test, hydrogen evolution test, immersion test and A.C Impedance test were carried out in a 3.5% NaCl solution with pH7.2 at room temperature to measure the corrosion properties. The microstructure of GZ21 alloy was composed of α-Mg and Mg2Ge phases and AZ91 alloy was composed of α-Mg and Mg17Al12 phases. From the test results, the corrosion property was improved by adding Ge. It seemed that the corrosion mechanism was changed from galvanic corrosion (AZ91) to filiform corrosion (GZ21).

수리온 주륜 착륙장치 누기 설계개선 연구

최재형 ( Jae Hyung Choi ),장인기 ( In Ki Chang ),이제석 ( Je Suk Lee ) 한국품질경영학회 2016 한국품질경영학회 학술대회 Vol.2016 No.2

P28~P48 경영품질/품질경영 : 76. ; 수리온 착륙등 운용 편의성 향상에 관한 연구

김영목 ( Young Mok Kim ),장인기 ( In Ki Chang ),김상엽 ( Sang Yup Kim ),이주형 ( Joo Hyung Lee ) 한국품질경영학회 2015 한국품질경영학회 학술대회 Vol.2015 No.1

한국형 기동헬기 동계운용능력 향상을 위한 플래퍼밸브 개선연구

최재형(Jae Hyung Choi),장인기(In ki Chang),심대성(Dai Sung Shim),안정민(Jeong Min Ahn) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.1

한국형 기동헬기(KUH-1)에 적용된 플래퍼밸브는 환경제어계통 장비로서 조종사의 임무수행에 핵심적인 장비이다. 플래퍼밸브는 조종사 및 승무원에게 난방, 환기, 공기조절기능을 가지고 있고, 항공기 내부온도를 유지시킴으로서 조종사 및 병력의 작전 운용능력을 만족시킨다. 본 논문에서는 플래퍼밸브의 비행시험 지적사항을 발생원인 별로 분류하고, 각 지적사항에 대한 고장탐구 수행과정을 정리하였다. 또한, 고장탐구 내용을 바탕으로 도출한 설계개선 사항과 개선사항에 대한 저온비행시험 검증 결과를 함께 기술하였다. Flapper Valve of Korean Utility Helicopter(KUH-1) is an essential equipment in Environmental Control System(ECS) for pilot to perform flight mission. It provides pilots and crews with heating, ventilating and air conditioning. It has function of maintaining room temperature to sustain operational capability for pilot and crew. This paper summarizes pilot comments in flight test which are classified by cause of occurrence and the troubleshooting process about each comment. It also describes design improvements which was derived from troubleshooting and suggests verification results of flight test at low temperature.

한국형 기동헬기 연료량 지시계 이상시현 현상 설계개선

김정훈(Joung-Hun Kim),김창영(Chang-Young Kim),장중진(Joong-Jin Chang),장인기(In-Ki Chang),전병규(Byung-Kyu Jun) 한국항공우주학회 2014 韓國航空宇宙學會誌 Vol.42 No.8

항공기의 연료량 지시계는 비행동안 잔여 연료량을 시현해주는 장치로 비행 중에는 정상적으로 성능을 발휘해야 한다. 한국형 기동헬기 연료량 지시계는 비행 중에 결함코드 “8888”을 시현하여 잔여 연료량을 확인하지 못해 비행안전에 영향을 끼쳤으며 고장탐구 과정에서 개발과정 시 미흡하게 설계된 EMI/EMC 성능을 확인하였다. 본 논문에서는 비행 중 결함코드를 시현하는 원인인 전자기 외란에 의한 전원 불안정 및 CAN 통신 오류를 확인하고 이와 연관된 연료시스템의 개선 및 설계 적합성을 입증하였다. Aircraft fuel indicator is a device to indicate the amount of fuel remained during flight, where accurate and consistent operation of the indicator should be maintained. Previously the Korean Utility Helicopter fuel indicator sporadically displayed abnormal sign by 8888 during flight, jeopardizing flight safety. Inappropriate EMI/EMC performance was detected during trouble shooting process. The cause of the abnormal display was found to be resulted from unstable power induced by electro-magnetic disturbance and CAN communication error. The aircraft fuel indicator design was improved and the design compatibility was verified to avoid abnormal display.