헬리콥터의 수상 긴급 착륙 시스템
이 장치는 수상에서 긴급 착륙 시에 수면의 요동으로부터 헬리콥터를 보호하기위해 개발된 매우 효과적인 장치이다. 모듈형태로 설계되었으며, 각각의 모듈은 공기 슬롯, 압력 실린더, 작동기를 포함한다. 이러한 모듈 시스템은 각 모듈들에 맞게 다양한 방법으로 헬리콥터에 장착 시킬 수 있다.헬리콥터를 수상 긴급 착륙 시스템의 최적 설계 시에 적용될 수 있다.
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3 / 25 페이지극 초음속 Ramjet(Shcramjet)에 적용될 충격파에 의한 연소와 Shcramjet과의 성능평가
충격파에 의한 연소문제는 극 초음속 추진체를 항공기에 적용할 수 있다는 점에서 주목할 필요가 있다. 최근에 널리 사용되고 있는 이러한 시스템의 성능평가에 있어서 첫째 단계는 폭발에 의해서 발생하는 파동을 동반하는 유동을 가정하는데 기초한다. 그러나 유동의 구조는 기체 동역학, 화학, 내부 자유도의 여기 등과 같은 많은 과정들간의 상호작용 때문에 매우 복잡하다. 따라서 유동구조를 미리 가정하는 것은 부적당하다고 생각된다. 이와 같은 추진체의 적절한 성능을 내기 위해서는 특정한 문제들을 해결할 필요가 있다. 이러한 문제들 중의 하나는 경계층 벽면에서 연소폭발이 일어나기 전에 조기 점화 없이 미리 혼합하는 문제이다. 이를 위해서 충격 시스템에서 점화가 일어나기 전에 손실 없이 신속하게 혼합하는 문제를 해결하는 것이 필요하다. 이러한 연구의 목적중의 하나는 “폭발 파 엔진” 과 같은 혼합과정의 배치에 관한 권고 사항들을 공식화 하는 것이다. 두 번째 문제는 충격 시스템에서 점화와 연소의 안정화와 관련된 문제이다. 즉 실제 유동은 균일한 연료(공기 혼합체)와 같지 않다는 것을 고려하여, 충격파에 의한 점화 뒤에 신속하고도 효율적인 연소를 시킬 필요가 있다. 연소실 입구에서의 비균질성 매개변수의 분포를 비행하는 동안에 자유유동에서의 넓은 범위의 조건들에 대해서 고려해야만 한다. 충격 시스템 형상, 점화 지연, 점화 충격의 위치 등은 연소실 입구에서의 조건들에 매우 의존적이다. 혼합에서의 경계층 벽면의 역할, 점화 및 연소 과정들이 계산되어져야 한다. 연소 효율은 기체 동역학과 화학 반응의 상호작용에 매우 의존적이다. 진동이완의 효과 또한 충격파의 흐름을 따라서 계산되어져야 한다. 더욱이 내부 자유도의 여기 또한 연소 동역학에 영향을 미칠 수 있으며 반대의 경우도 마찬가지이다. 연소 효율에 있어서 난류와 화학 반응간의 상호작용의 영향의 평가 또한 중요한 문제이다. 유동 구조, 특히 충격파, 팽창 파, 혼합과 경계층, 흡기 지역, 열 방출 부분들에서의 양질의 결과를 얻기 위해서 수치해석이 요구된다. 따라서 이러한 수치해석을 위해서 효과적인 전산유체역학(CFD) 코드를 사용해야만 한다. 현재 복잡한 기체 동역학 구조와 난류 혼합이 수반되는 유동의 상호작용을 계산하기위한 모델과 컴퓨터 코드가 보편적인 난류모델을 포함하여 CIAM에서 개발이 되로 있는 중이다. 진동 여기와 화학 반응의 모델들(수소화 공기 간의 진동 여기에 의한 상호작용)의 개발이 진행중이다. 충격파에 기인한 연소 및 추진체의 성능평가를 위한 기술들은 아직까지는 개발 단계에 있다.충격파에 기인한 연소의 연구배경에 기초해서 Shcramjets의 성능평가를 위한 기술이 개발될 것이다. 이를 위해서는 기체 동역학과 화학 반응들 간의 상호작용을 고려하여야 하며 화학 반응과 진동 이완에 대한 구체적인 시뮬레이션이 수행되어야 한다. Shcramjets에서의 연소 과정을 충격을 이용하여 점화와 연소의 안정화 시키는 방법을 이용함으로써 합리적인 계획이 공식화 될 것이다. 일반적인 Shcramjet과의 비교도 이루어 질 것이다.
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- 2000-04-24
비행기의 항력을 줄이는 신기술의 개발
비행기의 항력을 줄이는 신기술이 개발되었다. 최적의 형상의 교환과 같은 통상적인 방법들에 의한 해결의 가능성은 거의 없어 보인다. 새로운 기술은 가속도를 줄이기 위해서 차량 주위의 유동을 제어하기 위해 플라스마 발생기를 사용한다. 가스 주사에 의한 유용한 공기 역학적인 간섭과 차량의 표면부분에서의 국부적인 에너지의 발생에 의해서 중요한 영향이 발생한다. 아음속, 천이음속, 초음속 하에서 풍동에서 원뿔 실린더 모델 실험을 수행한 결과, 항력이 2배에서 4배까지 줄어들었다. 비행기의 항력을 감소시켜주는 플라즈마 기술은 연료를 상당히 절감시켜줄 것이다. 천이음속에서의 항력의 감소는 초음속으로 비행하는 비행기가 음속장벽을 통과할 때 좀더 안정된 비행이 되게 할 수 있다. 따라서 본 연구는 과학적으로 유용할 뿐 아니라 상업적으로도 가치가 있는 연구라고 할 수 있다.본 기술은 연비 절감이라는 측면에서 볼 때 연간 수십 억불의 경제적인 이익을 얻게 할 것이다.
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- 2000-04-24
환경적 측면에서의 항공기의 제트와 후류에 대한 물리적, 수학적인 모델들과 수치해석 알고리즘
차세대 초음속 항공기(SST-2)의 동체 주변에서 발생하는 난류 제트와 와류에 대한 이론적인 연구는 가스의 화학적인 반응과 수증기의 응축을 고려하여 연구가 진행중이다. 또한 지구의 대기에서의 오존층 파괴에 대한 항공기의 전체적인 영향의 평가와 함께, 제트와 와류에서의 화학적, 상의 종류들의 원거리 음향의 가능성들도 이론적으로 연구가 진행중이다.비행에서의 안전성을 증가시키고, 비행 회랑의 개선, 지구환경에 미치는 항공기의 영향의 감소.
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- 2000-04-24
후류와 와류유동제어와 관련된 항공기 추진체의 효율에 관한 연구.
항공기의 추진체의 효율과 작동상의 안전성은 다른 항공기 요소들에서의 후류와 관련하여 감소시킬 수 있다. 제안된 이론적 및 실험적인 연구는 항공기 추진체의 효율과 작용상의 안전성을 향상시키기 위한 와류유동의 제어와 관련된 연구와 와류유동과 관련하여 추진체에서의 물리적인 유동의 유형을 밝혀낼 필요가 있다. 연구는 이용 가능한 데이터의 일반화와 이론, 설계, 실험을 통해서 수행된다.항공기 추진체의 효율과 작동상의 안전성간의 간섭의 영향을 연구할 때, 본 연구결과는 후류와 높은 압력 기울기에 의한 유동간의 간섭에 관한 기초적인 법칙에 관한 연구에 적용될 수 있다. 또한 추진체의 효율과 안전성의 향상을 목적으로 와류유동의 제어에도 적용될 수 있다.
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- 2000-04-24
터보 엔진의 압축기 작동시의 공기 흡입에서의 길이방향 와류유동의 영향.
길이방향의 와류는 터보 엔진의 매개변수와 작동의 안정성에 영향을 준다. 와류는 3개의 엔진을 장착한 동력장치 중에서 중간 엔진의 구부러진 통로에서 발생한다. 이러한 상황은 작동을 멈출 때 모든 종류의 동력 장치들에서 발생한다. 이러한 현상이 일반적으로 많이 발생함에도 불구하고 아직까지 이러한 현상에 대한 연구가 되어져 있지 않다.이론 및 실험적인 연구가 필요하다. 현재 계산기술과 여러 개의 소프트웨어가 개발되어 있다.연구결과는 놓은 바이패스 비율을 갖는 터보 엔진의 설계에 적용될 것이다.
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- 2000-04-24
하중과 열의 영향 하에서의 복합재료 셸: 해석적, 실험적인 방법의 개발과 체계화.
항공기용 복합재료 셸의 열강도 분야에 대해서 체계화된 연구가 이미 TsAGI에서 수년동안 진행되어오고 있다. 극한하중을 결정하는 이론들이 전통적이고 현상학적인 접근 방법들에 기초하여 일정하지않은 온도장 하에 있는 복합재료 셸에 대해서 정의 된다. 가열, 유연하면서도 강화된 셸의 설계, 길이방향으로의 압축과 외부 압력 그리고 토크와 단면 굽힘과 이들의 조합된 하중 하에서 유리와 탄소, 유기 플라스틱 등과 같은 요소들에 대해서 극한하중 하에서 이들 조건들에 따른 변화의 법칙들이 연구되어 왔다. 수치해석 결과와 실험데이터 간의 비교가 이루어 질 것이며 설치 및 실험 방법들에 대한 전체적인 계획이 짜여질 것이다.본 연구내용은 항공공학에서의 셸 설계에 대한 기술개발과 관련하여 현재 러시아, 미국, 독일, 일본, 한국, 중국에서 출판될 예정이다.
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- 2000-04-24
공기 역학적인 설계 단계에서의 일반 항공기의 비행안전 규정.
본 연구는 공기 역학적인 설계 단계에서의 일반 항공기의 비행안전을 보장에 기여할 것이다. 항공기의 공기 역학적인 특성들과 안정성, 치명적인 영역(실속, 회전, 비행 제어기의 고장, 엔진고장, 소용돌이 후류, 착빙)에서의 제어 및 비행안전 특성들에 대한 수치해석과 실험적인 결과에 기초하여 수행될 것이다.- 다양한 형태의 특성들을 갖는 항공기에 대한 실험적인 연구;- 프로펠러의 후류, 엔진 고장, 착빙, 풍동에서의 항공기의 공기 역학적인 특성들에 대한 실험적인 연구;- 모의 조종 시뮬레이터를 이용한 위험한 비행 영역에서의 안정성 및 제어 특성에 관한 연구;연구결과는 차세대 항공기와 현재 사용되고 있는 항공기의 비행 안전성을 향상시키는데 적용됨.
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- 2000-04-24
이착륙 시에 발생하는 항공기의 소용돌이 후류를 보정하기 위한 공기 역학적인 방법.
본 연구에서는 공항의 수용용량을 증대 시키기 위해서 이착륙에서의 안전거리를 줄이기 위한 방법을 연구한다. 이를 위해서 풍동에서 항공기 모형에 대한 소용돌이 후류의 영향을 수치해석과 실험적인 시뮬레이션이 수행될 것이다. 또한 몇 가지 소용돌이 후류의 조건들에 대한 수학적인 비행 동역학 시뮬레이션도 수행될 것이다. 연구방향을 다음과 같다.- 항공기의 공기 역학적인 소용돌이 후류의 영향과 비행 동역학, 실험 및 수치해석을 이용한 높은 각도의 유동의 흐름에 대한 연구가 수행됨;- 소용돌이 후류를 만났을 때 항공기에 가해지는 비해 동역학 및 공기 역학적인 조건들의 공식화;- 후류에서의 비행시의 모의 조종 시뮬레이션에 대한 항공기 제어용 알고리즘의 선택;- 공기역학 및 비행 동역학과 수치해석을 이용한 소용돌이 후류의 영향의 계산;- 소용돌이 후류의 영향을 보상하기 위한 회전 및 좌우요동의 제어 모멘트를 증가시키기 위한 풍동 실험;- 소용돌이 후류의 다양한 강도 하에서 항공기 구조들에 대한 공기 역학적인 하중의 해석.연구결과는 소용돌이 후류를 보상해주는 시스템을 장착한 신형 항공기의 설계에 적용될 것이다. 이러한 결과를 기준으로 항공기가 소용돌이 후류를 만났을 때 생존성을 향상시키기 위한 기술적인 결정들이 적용될 것이다.
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- 2000-04-24
민간항공기의 이착륙 거리의 단축을 위한 기술 및 방법의 개발.
양질의 비행을 제공하기 위해서 사용되는 높은 날개 하중이 가해지는 민간항공기의 이착륙 거리를 줄이기 위한 효과적인 해결책은 STOL(단거리 이착륙) 영역에 대한 자동화의 일부를 수동 제어하는 것과 기계화된 날개에서의 항공기의 엔진 제트 유동의 간섭에 기초한 강화된 동력에 의한 승강 개념을 이용하는 것이다. 제안된 연구의 내용은 다음과 같다.- 다양한 형태의 활주로 운용 비용과 짐의 분류, 승객의 처리에 관한 민간항공기에 적용될 STOL 개념의 개발;- 높은 운송 효율과 연관된 항공기의 STOL를 방해하는 매개 변수들의 선택;- 첨단 민간 STOL 항공기의 여러 등급에 대한 공기 역학적인 형태 매개변수의 최적화;- STOL 영역에서의 비행 안전성과 제어성, 안정성을 제공하기위한 개념의 개발;- STOL 항공기의 여러 등급에 대한 비행 제어 시스템의 합리적인 구조의 개발;- 단거리 활주로에서의 항공기의 자동운전을 제공하기 위한 특정방법의 개발.자동화된 여러 종류의 STOL 수동기에 대한 본 연구는 승객과 짐의 수송할 때 비행기에 의한 수송을 증가시킬 것이다. 비행장에서의 장비들에 대한 느슨한 조건들에 대한 사용 가능한 STOL항공기의 활주로를 증가시킴으로써 항공기 산업의 가능성을 확대시키고 항공수송의 비용을 감소시키고 효율을 증가시킴으로써 자동차 수동과 같이 경제적이고 환경적으로도 우위에 있는 방법이다.
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- 2000-04-24
민간 항공기를 위한 WIG의 안전성과 효율에 대한 연구.
1960년대 이후 R.E. Alexeev 중앙 수중익 설계 연구소, N.E. Zhukovsky 중앙 공기수상 동역학 연구소와 Wing-in-ground 수송기 개발 분야에서 러시아가 세계적인 선두주자가 될 수 있도록 했던 러시아 회사들에 의해서 복잡한 연구가 진행되었다. 10 종류 이상의 유인 항공기가 실험되었고 제작되었다. 이들의 무게는 1.5 ton에서 500 ton이상이며 최대속도는 500 km/h 이상이다. 이들 항공기는 실험용 및 군용 항공기들이었다. 본 연구의 목적은 차세대 민간 항공기의 개발을 위한 기술적인 기반을 확립하는 것이다. 이들의 개발에 있어서 중요한 문제는 공기수상 동역학적인 문제의 향상; 안정성, 제어성 제어시스템, 안전성, 환경적인 면, 인증 문제들이다.연구결과는 신형 민간 WIG 항공기의 개발에 적용될 것이다.
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- 2000-04-24
안전한 비행이 요구되는 많은 승객을 수용하는 정기 여객기 개발을 위한 개념의 연구
정기 여객기용 비행 안전과 관련된 문제들, 특히 대형 여객기의 용량과 관련된 문제들은 매우 중요하게 여겨져 왔다. 이는 전체 항공 수송 효율은 증가했음에도 불구하고 현재 항공기 사고가 줄어들지 않기 때문이다. 본 연구의 목적은 안전한 비행을 할 수 있는 여객기의 개발을 지원할 수 있는 기술의 개발이다. - 특별한 경우를 포함해서 항공에 적합한 안전성의 규준을 충족시킨 모든 요건들에 관한 비행안전성에 관한 항공기의 공기 역학적인 형상과 계획의 영향에 관한 평가;- 기능적으로 중요한 모든 항공기에서의 대리 기능성 개념의 적용;- 수동 및 자동 시스템의 매개 변수들과 적절한 구조를 선택함으로써 긴급한 상황 하에서 항공기의 안정성과 제어가능성과 관련된 비행안전 특성에 관한 평가;- 항공기의 자동 조종이라는 새로운 개념을 도입하고 인체 공학적으로 수동 및 자동 제어 동력을 둘 다 포함하는 원리를 개발함으로써 유인 항공기의 신뢰성을 증가시킴;- 안전장치의 개념, 하중의 최소화를 목표로 하는 작동 영역의 최적화, 항공기 재원의 특성을 관찰하는 자동화된 시스템 등을 이용한 적절한 강도와 수명 특성에 의한 비행안전 문제의 통합된 해결방법의 개발.비행 안전성을 보장해주는 공기 역학적인 형상, 제어시스템의 구조와 같은 복잡한 평가량들의 설계에 적용될 수 있음.
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- 2000-04-24
미약하게 이온화 된 가스 유동 특성과 안정성에 대한 분자 자유도의 비평형과 외부 전자기장의 영향.
본 연구의 주된 목적은 미약하게 이온화 된 가스의 동역학을 이론 및 실험적으로 확립하는 것이다. 세부적인 내용은 다음과 같다.a) 비평형 플라스마의 가스동역학에 대한 이론적인 기초는 현상과 관련된 방정식을 유도하고 경계조건을 결정 함으로서 수행된다;b) 특별한 경우(충격파, 평판, 쐐기, 원뿔, 강한 열 방출 지역 등)에서의 미약하게 이온화 된 공기의 유동 특성의 수치 해석적인 연구와 안정성;c) 안정적으로 작동하는 플라스마 발생기의 개발과 제어가 잘 되는 플라스마 매개 변수들, 풍동 조건에 대한 플라스마 진단 방법;d) 이론적인 결과들에 대한 실험적인 검증.차세대 항공기의 개발.
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- 2000-04-24
풍동 실험과 선형 안정성 해석을 이용한 층류-난류 천이영역에서의 데이터의 상관에 대한 새로운 방법.
공기 역학적인 항력과 초음속 항공기의 온도 상승은 동체에서의 박판 난류 천이유동의 궤적에 의존한다. 일반적인 풍동 실험 하에서 천이 레이놀드 수는 비행조건에 비해서 작다. 이러한 차이는 주로 실험 구간의 벽면과 노즐에서의 난류 경계층에 의해서 발생하는 음향 장애에 기인한다. 큰 동체에서의 여러 유형의 유동 매개 변수들에 의존적인 천이현상과 관련된 실험적인 데이터들은 지난 30년 동안 많이 축적되었다. 그러나 이러한 데이터들은 실제로는 사용하기가 어렵다. 이는 데이터들간의 상관관계가 좋지 않기 때문이다. 데이터 분산의 주된 요인은 일반적인 풍동에서 공기 역학적인 잡음 때문이다. 예를 들면, 날카로운 원뿔에서의 풍동의 천이 레이놀드 수는 정 속 비행시의 조건에 비해서 대략 2-4 배정도 작다. 일반적인 풍동 데이터를 실제 비행조건에 대해서 상관시키려는 노력들이 많이 있었지만 성공적이지 못했다. 이러한 상관관계에서의 주된 원인은 불안정한 장애를 증폭시키는 천이현상의 이력을 고려하지 않았기 때문이다. 반면에 지난 몇 년 동안 개발되어온 선형 안정성이론에 의해서 초기 천이현상에 대한 시뮬레이션이 가능하고 안정한 풍동에서와 exp(N) 방법을 이용하여 비행에서의 천이의 시작점을 예측할 수 있다.제안된 방법은 NASA Langley, NASA Ames, ONERA, 그 밖의 미국과 유럽의 여러 연구소에 있는 풍동 천이 데이터베이스를 이용하여 비행조건에서의 층류-난류 천이의 예측을 가능케 할 것이다.
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- 2000-04-24
민간항공기의 항력감소 방법의 개발.
날개 선단에서 발달하는 경계층의 흡입을 통해서 날개 가해지는 마찰 항력을 감소시키기 위한 실험적인 방법이 개발된다. 또한 레이놀드 수 Re=(5-6)106와 마하 수 M=0.2-3에서 날개의 마찰 항력이 감소한다. 비선형 방정식의 수치 해석적인 기법, 층류-난류 천이영역에서의 유동의 묘사, 날개의 선단을 따라 흐르는 유동의 안정성을 묘사하는 선형방정식이 개발된다.국부적으로 가열되는 부분에서의 경계층, 음향 장애의 수용성의 감소, 난류 경계층이 분리되는 영역의 감소와 같이 항력을 감소시켜주는 방법의 효율 평가.수용성을 감소시키는 방법, 난류 경계층이 분리되는 영역을 감소시키는 방법 은 독창적이며 유사하지 않안 방법들이다.새로운 층류 유동 제어 시스템의 개발, 수송기의 경제적인 효율의 증가.
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- 2000-04-24
초음속 상업용 항공기용 신개념의 고속/고양력의 익형과 날개.
지난 15년 동안 극한 날개와 익형이 고속 비행산업에서 널리 적용되어왔다. 이들의 목적은 항공기의 순항속도(마하 수)의 증가와 파동 항력의 감소이다. 극한기술을 이용한 순항속도의 증가는 꼬리 날개쪽의 윗면에서 발생하는 유동 박리 때문에 제한을 받고 있다. 좀 더 높은 순항 마하 수(익형에 대해서는 0.8-0.9, 날개에서는 >0.9)를 내기 위해서 개발된 공기 역학적인 형상의 설계와 이착륙 지역에서의 최대 양력의 증가를 목적으로 하는 고속/ 고양력 익형과 날개에 대한 새로이 제안된 개념은 꼬리 날개쪽의 윗면에서의 접선방향으로 유동을 발생시키는데 있다. 연구의 첫번째 단계는 문제를 분석하기 위해 필요한 전산 유체 역학적인 도구들의 수정에 있으며, 이는 충격에 의한 손실과 최대 양력과 충격파 항력의 발생간의 균열을 고려함으로써 최적의 익형/날개를 수치 해석적으로 설계하는 것이다. 두 번째 단계는 새로운 형상을 가지고 풍동에서 실험을 하는 것이다. TsAGI 실험 장치들은 실험적인 연구를 가능하게 할 것이다.이착륙 지역에서의 높은 순항 마하 수와 높은 최대 양력 하에서 고속의 아음속 비행을 위한 새로운 유형의 익형과 날개의 개발.
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- 2000-04-24
고온 환경 하에서의 공기 터빈 날개용 냉각 시스템의 제작.
투명한 모델을 이용한 고온환경에서의 공기 터빈 날개용 냉각 시스템의 제작은 냉각 효율과 안전성과 관련된 차세대 날개의 특성들을 신속하고도 저렴하게 얻을 수 있게 해 주며 실제로 제작하지 않고도 날개의 최종 설계도면을 제작할 수 있게 해주는 냉각 공기의 특성들을 계산할 수 있게 해준다. 보호피막과 세라믹 단열용 덮개에 적용하기 위해서는 세라믹 덮개의 단열 특성과 열 유동에서의 박막의 영향에 대한 특별한 연구를 필요로 한다.새롭고도 전망이 있는 공기 가스 터빈 날개의 제작.
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- 2000-04-24
제트 엔진의 방출기 노즐에서의 비정상 상태(맥동) 유동들간의 상호작용과 동력 교환에 관한 연구.
MAI에서 대기 제트 엔진의 방출기 노즐에서의 비정상유동을 일으킴으로써 가스 유동간의 에너지 교환이 이루어지는 동안에 가스의 운동을 감소시키는 개념이 개발되었다. 보편적인 방출기 노즐은 정상상태 가스 유동을 가진다. 그러한 정상상태 유동에서 에너지 교환은 오직 유동의 경계에서의 점성마찰에 의해서 이루어 진다. 이는 방출기 노즐에서의 목표 부분에서의 유동의 온도와 열량이 상당히 증가함으로써 발생한다. 따라서 일반적인 방출기는 낮은 효율(0.3~0.5)을 가진다. 이는 방출기의 비율을 제한하며 제트 엔진의 견인력을 고작 20%~30% 정도밖에는 올리지 못한다. 방출기 노즐에서의 유동을 방향화 한다는 개념은 비정상상태의 가스 유동에 기초한다. 따라서 에너지 교환은 상당히 손실이 작은 제트의 거리가 짧은 범위 내에서 발생할 수 있다. MAI에서는 이러한 기술을 상당히 발전시켰다. 이는 실험을 통해서 확인되었다. 새로운 유형의 방출기 노즐의 견인력은 100%~120% 또는 2.0~2.2배 정도로 증가시킬 수 있다.연구 결과 및 개발은 근본적으로 공기-제트 및 로켓 엔진들과 같은 새로운 엔진 개발을 가능하게 한다.
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- 2000-04-24
강화된 차세대 민간 항공기의 조작 특성과 비행 안정성
최근의 통계에 의하면 항공기 사고의 주된 요인들은 항공기를 조작 특성이 중요한 역할을 하는 조종사에 의한 실수와 관련된다. 이러한 상황은 상당히 강화된 차세대 항공기에서 전형적으로 발생한다. 이러한 유형의 항공기는 비행사가 비행사/항공기 시스템 루프에 접근할 때 특별한 상황의 발생에 의해서 특징지어진다. 현재 비행 제어 시스템의 설계에 적용되는 기술과 조작 특성을 예측하는데 사용되는 기준은 개방형 루프 비행기-항공기 시스템에 기초한다. 그러나 이 기준은 최적의 해결방법을 정의하는, 즉 최고의 비행 안전성과 임무 효율을 제공하는 것을 허용하지 않는다. 본 연구의 목적은 비행사-항공기 폐 루프 시스템을 이용하는 차세대 항공기의 조작 특성을 향상시킴으로써 비행안전을 향상시키는데 있다. 이러한 목적은 두 가지 방법에 의해서 이루어질 수 있다. 첫째로, 비행 제어 설계기술과 미국, 서유럽과 러시아에서 축적된 경험들을 종합하는 것이다. 둘째로, 민간 항공기의 비행 제어 시스템 설계에 사용될 수 있는 조작 특성들에 대한 광범위한 데이터 베이스를 구축하는 것이다.최상의 효율과 비행 안전성을 제공하는 비행 제어 시스템 유형과 조작 특성의 요건에 대한 새로운 기준의 개발.
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- 2000-04-24
미소 유성체와 우주 파편에 대한 일본의 세그먼트 모듈 보호능력의 평가에 대한 ISS 가상 모델의 적용.
본 연구에서는 노출된 요소들은 물론 정거장 전체 부분에 대한 관통 안될 확률(NPP)을 계산하기 위한 국제 우주 정거장(ISS) 가상 모델을 적용하는 것이다. 이 모델은 NPP 계산 결과를 가상으로 구현해 준다. 정거장의 이미지가 컴퓨터 모니터 상에 보인다. 칼라로 ISS요소들에 대한 NPP 값을 보여준다. 정거장의 방향과 궤도도 고려된다. 모델에서는 지구 근방의 우주공간에서의 유성체와 우주 파편 조건에 대한 일반적인 모델이 사용된다. 궤도 곡선과 표준 보호막의 형상에 대한 계산 기술이 적용된다. 이러한 기술은 사용자에게 두 가지 장점을 줄 것이다. 첫째, NPP 계산 결과의 시각화는 ISS의 외부 요소들의 관통 가능성의 위험을 직접 관찰 할 수 있게 해주며 ISS의 구조적인 재 배열 및 부가적인 보호 요소의 보강을 결정하게 해 준다. 둘째, 다른 부분에 의해서 가려진 부분에서의 보호 문제를 직접 다를 수 있기 때문에 좀더 나은 NPP 계산을 정거장 모델의 전체에 적용할 수 있다는 것이다. 제안된 방법은 우주비행사의 특별한 운반 활동의 계획과 우주복의 손상이 되도록 작아야 한다는 것을 고려한 정거장 표면의 유영 계획에 유용할 것이다.지구 주변에서의 유성체 및 우주 파편 조건들에 대한 일반적인 모델들을 이용한 ISS 수치해석, 탄도 곡선의 계산 기술, 일본의 ISS 세그먼트 모듈을 보호하기위한 표준 보호막, ISS의 다른 요소들에 의해서 가려진 부분이 관통되지않을 가능성, 요소들의 방향 및 수명, 차후에 비관통 확률(NPP)은 다양한 상황과 역할에 사용될 우주선에 적용될 수 있다.
- 보유기관
- 특허법인충정
- 등록일
- 2000-04-24