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1. 发明授权

KR100894527B1 미사일 선두부 설계 방법 및 그에 의해 제조된 미사일선두부 失效
标题翻译：制作导弹鼻形和导弹鼻的方法
公开(公告)号：KR100894527B1
公开(公告)日：2009-04-22
申请号：KR1020070038786
申请日：2007-04-20
申请人： 건국대학교 산학협력단
发明人： 이재우 , 변영환 , 이승진 , 박형욱 , 김기수
IPC分类号： F42B10/00 , F42B12/00
摘要： 본 발명은 미사일 선두부 설계 방법 및 그에 의해 제조된 미사일 선두부에 관한 것으로서, (a) 미사일 중심축 방향을 X축으로 하는 직각좌표계에서, X축 방향의 미사일 선두부 길이, Y축 및 Z축 방향의 미사일 선두부 최대 폭의 1/2길이 및 미사일 선두부의 XY평면과 YZ평면에 대한 하크 오자이브(Haack Ogive) C값을 입력변수로 선정하는 단계; (b) 선정된 입력변수를 이용하여 미사일 공력 해석에 필요한 입력파일을 생성하는 단계; (c) 생성된 입력파일에 의해 미사일 공력 해석 소프트웨어를 실행한 후, 오엠브이(OMV; Overall Measure Value)를 계산하는 단계; (d) 상기 오엠브이 계산 결과 중 설계 영역 내에서의 최대값을 전역 최적 설계점으로 선택하는 단계; 및 (e) 상기 전역 최적 설계점 탐색 결과를 출력하는 단계; 를 포함한다.
미사일, 선두부, 하크 오자이브(Haack Ogive), Missile DATCOM

2. 发明公开

KR1020060107722A 반전구동기구 失效
标题翻译：具有相同机构的计数器驱动机构和推进装置
公开(公告)号：KR1020060107722A
公开(公告)日：2006-10-16
申请号：KR1020050030083
申请日：2005-04-11
申请人： 건국대학교 산학협력단
发明人： 정창록 , 변영환
IPC分类号： F16H1/28
摘要： 본 발명은, 두 축의 반전 회전(counter rotating)을 위한 반전구동기구에 관한 것으로서, 적어도 하나의 패널에 설치되는 단순하고 간단한 기어들의 조합을 이용하여 동심축을 이루는 두 축을 서로 반대방향으로 회전시킬 수 있는 콤팩트한 구조의 반전구동기구를 제공하는 것을 그 목적으로 한다.
이를 위해, 본 발명에 따른 반전구동기구는, 동심축선을 갖는 주축과 종동축을 서로 반대방향으로 회전시키기 위해 마련되어지되, 상기 주축에 일체로 형성된 주동기어와, 상기 종동축에 일체로 형성된 종동기어와, 상기 주축을 회전가능하게 지지하는 적어도 하나의 패널과, 패널의 앞, 뒷면에 회전가능하게 설치되며, 상기 주동기어의 정방향 회전을 받아 상기 종동기어를 역방향으로 회전시키는 복수의 중간기어들을 포함한다.
반전구동기구, 주축, 중간기어, 패널, 종동축, 종동기어, 동심축선, 추진장치

3. 发明授权

KR100795825B1 고속 인쇄기의 유체구조 연계 해석을 위한 압력 및 간격산출방법 失效
标题翻译：高速打印机流体结构相互作用分析的压力和间隔计算方法
公开(公告)号：KR100795825B1
公开(公告)日：2008-01-17
申请号：KR1020060123610
申请日：2006-12-07
申请人： 건국대학교 산학협력단
发明人： 이재우 , 변도영 , 변영환 , 이창진 , 김진호
IPC分类号： G06F3/12
CPC分类号： B41J11/04 , B41J13/036 , G06F3/1294 , G06F17/11
摘要： A method for calculating pressure and interval to analyze fluid structure interaction of high speed printer is provided to calculate the proper pressure for smooth high speed printing by calculating an air flow flowing between a roller and a sheet based on the changed pressure/interval between the sheet, and winding and pressing rollers. A computer receives the interval between a winding roller and a pressing roller(S10). The computer receives the intervals between the pressing roller and a sheet(S20). The computer calculates the changed pressure between the winding roller and the sheet by using a Reynolds equation(S30). The computer calculates the changed pressure between the pressing roller and the sheet by using the Reynolds equation(S40). The computer calculates the changed interval between the winding roller and the sheet based on the calculated pressures by using a web deflection equation(S50). The computer determines whether the defective difference of the changed interval is under a predetermined difference(S60). The computer calculates the changed pressures/interval and the changed interval between the pressing roller and the sheet if the defective difference is under the predetermined difference(S70). The computer returns a process to a second step if not.
摘要翻译：提供了一种用于计算压力和间隔以分析高速打印机的流体结构相互作用的方法，以通过基于纸张之间的改变的压力/间隔计算在辊和片材之间流动的气流来计算平滑高速打印的适当压力，以及卷绕和压辊。计算机接收卷绕辊和加压辊之间的间隔（S10）。计算机接收加压辊和片材之间的间隔（S20）。计算机通过使用雷诺方程（S30）计算卷绕辊和片材之间的压力变化。计算机使用雷诺方程（S40）计算加压辊和片材之间的压力变化。计算机通过使用幅材偏转方程式（S50），基于所计算的压力来计算卷绕辊和片材之间的间隔改变。计算机确定改变间隔的缺陷差是否在预定的差下（S60）。如果缺陷差在预定差异之下，则计算机计算改变的压力/间隔以及压辊和纸张之间改变的间隔（S70）。如果没有，计算机将进程返回到第二步。

4. 发明授权

KR100673560B1 반전구동기구 失效
标题翻译：具有相同机构的计数器驱动机构和推进装置
公开(公告)号：KR100673560B1
公开(公告)日：2007-01-24
申请号：KR1020050030083
申请日：2005-04-11
申请人： 건국대학교 산학협력단
发明人： 정창록 , 변영환
IPC分类号： F16H1/28
摘要： 본 발명은, 두 축의 반전 회전(counter rotating)을 위한 반전구동기구에 관한 것으로서, 적어도 하나의 패널에 설치되는 단순하고 간단한 기어들의 조합을 이용하여 동심축을 이루는 두 축을 서로 반대방향으로 회전시킬 수 있는 콤팩트한 구조의 반전구동기구를 제공하는 것을 그 목적으로 한다.
이를 위해, 본 발명에 따른 반전구동기구는, 동심축선을 갖는 주축과 종동축을 서로 반대방향으로 회전시키기 위해 마련되어지되, 상기 주축에 일체로 형성된 주동기어와, 상기 종동축에 일체로 형성된 종동기어와, 상기 주축을 회전가능하게 지지하는 적어도 하나의 패널과, 패널의 앞, 뒷면에 회전가능하게 설치되며, 상기 주동기어의 정방향 회전을 받아 상기 종동기어를 역방향으로 회전시키는 복수의 중간기어들을 포함한다.
반전구동기구, 주축, 중간기어, 패널, 종동축, 종동기어, 동심축선, 추진장치

5. 发明公开

KR1020090035059A 초음속 고받음각 유동을 위한 난류 모델 분석 방법 无效
标题翻译：用于分析高角度攻角超声波流量模型的方法
公开(公告)号：KR1020090035059A
公开(公告)日：2009-04-09
申请号：KR1020070100108
申请日：2007-10-05
申请人： 건국대학교 산학협력단
发明人： 이재우 , 변영환 , 박수형 , 박미영
IPC分类号： F42B10/00 , G06F19/00
CPC分类号： G06F17/5009 , F42B10/00
摘要： A turbulence model analysis method for supersonic flow at high angle of attack is provided to accurately interpret the variation of flow field according to the attack angle by numerically analyzing the interference on the turbulence model. A turbulence model analysis method for supersonic flow at high angle of attack comprises a step of formulating a governing equation using 3D compressible Navier-Stoke equation, a step of formulating a k-Ð‹ turbulence equation for reflecting the physical phenomenon of the governing equation, a step of building a turbulent viscosity model, as a turbulence model corresponding to the turbulence equation, based on a k-Ð‹ Wilcox turbulence model, a k-Ð‹ WD+ turbulence model, and a k-Ð‹ SST(Shear Stress Transport) turbulence model, and a step of composing a plurality of 3D alignment grating and interpreting the flowing turbulence flow field according to area at high angle of attack.
摘要翻译：提供了一种用于高攻角超声流动的湍流模型分析方法，通过数值分析湍流模型的干扰，根据攻角进行精确解释流场的变化。用于高角度超声波流动的湍流模型分析方法包括使用3D可压缩Navier-Stoke方程式制定控制方程的步骤，制定反映控制方程的物理现象的k≈湍流方程的步骤，湍流模型，湍流模型，湍流模型，湍流模型，湍流模型，湍流模型，湍流模型，湍流模型，k- ）湍流模型，以及组合多个3D对准光栅的步骤，并根据大角度的区域解释流动的湍流流场。

6. 发明授权

KR100950310B1 항공기 사이징 프로그램 및 성능 해석 프로그램의 통합방법 失效
标题翻译：用于转子概念设计的尺寸和性能程序的交错方法
公开(公告)号：KR100950310B1
公开(公告)日：2010-03-31
申请号：KR1020070102847
申请日：2007-10-12
申请人： 건국대학교 산학협력단
发明人： 이재우 , 변영환 , 강호정
IPC分类号： B64C27/00
摘要： 본 발명에서 항공기 사이징 프로그램 및 성능 해석 프로그램의 통합 방법을 개시한다. 보다 상세하게는, a) 사용자로부터 입력된 값을 토대로 메인 로터 및 테일 로터의 형상과 동체 형상을 계산하여 항공기 형상을 산출하고, 상기 항공기 형상의 구성부분의 중량을 합산하여 공허 중량을 산출하고, 임무 수행을 위한 필요 연료량을 산출한 후, 이를 기반으로 이륙 총중량을 산출함으로써 사이징 결과를 생성하는 단계; 및 b) 상기 항공기 사이징 프로그램의 대기(Atmosphere) 모듈의 데이터 및 엔진 데이터 모듈의 데이터를 공유하고 상기 사이징 결과에 기반하여 성능 값을 산출하며, 상기 산출된 성능 값에 기반하여 임무형상에 따른 성능 해석을 수행하는 단계; 로 이루어진다.
따라서, 본 발명은 사이징 프로세스와 성능해석 프로세스의 결합으로 인하여, 사이징 된 결과에 따른 성능을 빠르게 도출하여 설계의 효율성을 높일 수 있는 효과가 있다. 또한, 본 발명은 사이징과 성능 해석이 동시에 이루어지기 때문에 회전익 항공기 설계 시에 최적화 과정을 수행하기에 용이한 효과를 갖는다.
회전익, 항공기, 헬리콥터, 형상, 중량, 연료량, 사이징, 성능 해석, 프로그램

7. 发明公开

KR1020080094391A 미사일 선두부 설계 방법 및 그에 의해 제조된 미사일선두부 失效
标题翻译：用于设计误差形状的方法和产生的错误形式的方法
公开(公告)号：KR1020080094391A
公开(公告)日：2008-10-23
申请号：KR1020070038786
申请日：2007-04-20
申请人： 건국대학교 산학협력단
发明人： 이재우 , 변영환 , 이승진 , 박형욱 , 김기수
IPC分类号： F42B10/00 , F42B12/00
CPC分类号： G06F17/5086 , F42B10/42
摘要： A missile nose and a method for designing the same are provided to rapidly and precisely design the missile nose while ensuring directional stability of a missile. A method for designing a missile nose comprises the steps of establishing a Cartesian coordination system and setting a Haack ogive C value as an input variable(S2), creating an input file required for analyzing aerodynamics of a missile(S4), calculating an overall measure value after executing software for analyzing the aerodynamics of the missile(S6), selecting a maximum overall measure value as an overall optimum point(S8), and outputting the selection result of the overall optimum point(S10).
摘要翻译：提供了一种导弹鼻子及其设计方法，可快速准确地设计导弹，同时确保导弹的方向稳定。一种用于设计导弹的方法包括以下步骤：建立笛卡尔协调系统并将Haack ogive C值设置为输入变量（S2），创建分析导弹空气动力学所需的输入文件（S4），计算总体测量执行用于分析导弹空气动力学的软件之后的值（S6），选择最大总体测量值作为总体最佳点（S8），并输出整体最佳点的选择结果（S10）。

8. 发明授权

KR100550587B1 교육용 초음속 풍동장치 失效
标题翻译：超音速风洞教育
公开(公告)号：KR100550587B1
公开(公告)日：2006-02-10
申请号：KR1020040052593
申请日：2004-07-07
申请人： 건국대학교 산학협력단 , 박중수
发明人： 변영환 , 이진호 , 박중수
IPC分类号： G09B23/06 , G09B23/12 , G01M9/02 , G01M9/04
摘要： 본 발명은 비행체가 초음속으로 비행할 때 직면하는 조건과 유사한 상태의 유체흐름을 만들어서 실험모델의 주위로 불어주는 풍동 장치에 있어서: 고압의 유체가 저장된 유체저장탱크로부터 나온 유체의 흐름을 개폐하는 게이트밸브; 상기 게이트밸브의 후단 파이프 상에 설치되어 게이트밸브를 통과한 유체의 유량을 조절하여 일정압력으로 내보내주는 압력조절밸브; 상기 압력조절밸브의 후단에 형성되어 파이프로부터 나온 고속의 유체흐름을 팽창시켜 유속을 줄여주는 광각확산부; 상기 광각확산부의 후단에 형성되어 유동 중에 발생한 불균일한 유동분포를 균일 분포의 정상 유동으로 정류하는 정체실; 상기 실험모델이 장착되며 정체실로부터 들어오는 유체의 흐름을 증가시키거나 감소시켜 마하수를 조정함과 아울러 일정한 유체의 흐름이 통과되며 유동가시화 실험 및 압력감도와 미립자속도와 같은 실험을 수행하고 측정하는 노즐-시험부; 및 상기 노즐-시험부의 후단에 설치되어 유체흐름을 팽창시켜 유속을 아음속으로 감소시키는 확산부;를 구비하고, 기존의 초음속 풍동에 사용되어지는 대형-고가의 주요 장비들을 국산으로 대체하여 소형-저가의 실험용 초음속 풍동을 제작함으로써, 소형-저가이면서도 원하는 성능을 얻을 수 있을 뿐만 아니라 제작비용을 대폭적으로 낮추어서 교육용으로도 상용화할 수 있는 교육용 초음속 풍동장치를 제공한다.
摘要翻译：本发明涉及一种隧道装置，通过使对置状态的流体流是类似于当飞行器与超音速围绕实验模型吹飞的条件：用于打开门和关闭从流体贮存流体的流体流出储存在高压阀门; 其设置在后端部的闸阀的管中的压力控制阀控制通过出口到一个预定的压力闸门阀的流体的流量; 广角扩散器形成在压力调节阀的后端，用于使来自管道的高速流体流动膨胀以降低流速; 空腔形成在广角扩散器的后端，以将在流动期间产生的不均匀流分布整流成具有均匀分布的稳定流; 为实验模型喷嘴被真实地安装和拥塞增加流体的流动或减少传入从并且还调整马赫数以及使某些流体进行流动，并测量实验，如流动显示的测试和压力灵敏度和细颗粒速度 - 测试部分; 并要在试验部分扩大流至亚音速的后端安装了用于降低流速喷嘴扩频部;以及，其在传统的超音速风洞large-由在国内小低取代昂贵主设备中使用通过制造一种超音速风洞实验，小它提供教育超音速风洞装置，该装置还可以商购获得低成本，但显著到降低生产成本，以及能够获得用于教育期望的性能。

9. 发明授权

KR100924460B1 공중발사 로켓의 공력-구조 연계 분석방법 失效
标题翻译：分析流体结构相互作用的方法
公开(公告)号：KR100924460B1
公开(公告)日：2009-11-03
申请号：KR1020070100106
申请日：2007-10-05
申请人： 건국대학교 산학협력단
发明人： 이재우 , 변영환 , 노경호 , 박미영 , 최영창
IPC分类号： G06F19/00 , G06F17/50 , F02K9/00
摘要： 본 발명은 공중발사 로켓의 공력-구조 연계 분석방법에 관한 것으로서, (a) 공력분석 모듈이 3차원 Euler 방정식을 이용한 전산해석을 통해 공중발사 로켓의 표면 압력을 산출하는 단계; (b) 상기 공력분석 모듈이 시간 적분 기법 및 공간 차분 기법을 이용하여 공력분석을 수행하는 단계; (c) 구조분석 모듈이 상기 공력분석 모듈을 통해 산출된 로켓의 표면 압력을 이용하여 로켓의 응력 및 구조적 변형량을 산출하는 단계; (d) 상기 구조분석 모듈이 상기 변형량을 고려하여 로켓의 형상을 구현한 후, 구조해석 격자계를 구성함으로써, 구조분석을 수행하는 단계; (e) 연계분석 모듈이 상기 구조분석 모듈을 통해 산출된 로켓의 구조적 변형량을 이용하여, 상기 산출된 변형량이 특정 변형량에 대한 소정 수렴도 이하의 값을 갖는지 여부를 판단하는 단계; 및 (f) 상기 (e) 단계의 판단결과 산출된 변형량이 특정 변형량에 대한 소정 수렴도 이하의 값을 갖는 경우, 상기 연계분석 모듈이 상기 산출된 변형량을 최대 변형량으로 판단하여 추출하는 단계; 를 포함한다.
로켓, 격자계, 변형량

10. 发明公开

KR1020090037524A 강건 최적 설계 방법 및 이를 이용한 초소형 제트 항공기의최적 설계 방법 无效
标题翻译：坚固的设计方法和非常轻的射击最佳设计使用它
公开(公告)号：KR1020090037524A
公开(公告)日：2009-04-16
申请号：KR1020070102848
申请日：2007-10-12
申请人： 건국대학교 산학협력단
发明人： 이재우 , 변영환 , 박형욱 , 전권수
IPC分类号： G06F17/18
CPC分类号： G06F17/50 , G06F17/18
摘要： A robust design method and design method for very light jet aircraft using thereof are provided to design more efficiently and objectively by excluding a determination of being subjective of a designer and to reduce a repeated calculation and a turnaround time of the design process. Necessary elements for performing a task based on a performance and a shape of a new system are drawn. A maximum value expected from the system and a minimum value which is survived in a market is set up by using the drawn elements. An associative relationship between the design variables including the Affinity Diagram, the Nested Column Diagram, and the QFD(Quality Function Deployment) is analyzed. By using analyzed result, the alternative shape is settled around the major design variable and shape factor. The alternative shape is selected through the Morphological Matrix and Pugh Concept Selection Matrix. The design possible area of the alternative shape selection item is analyzed. The tentative design is selected by using the deterministic optimization technique in the design possible area. A change of a user demand about the tentative design and the influence from an error generated in a development stage are reduced.
摘要翻译：提供了使用其的非常轻型喷气式飞机的鲁棒设计方法和设计方法，通过排除设计师主观的判断和减少设计过程的重复计算和周转时间来更有效和客观地设计。绘制了基于新系统的性能和形状执行任务的必要元素。通过使用绘制的元素来建立系统预期的最大值和在市场中存活的最小值。分析了设计变量之间的联系关系，包括亲和图，嵌套列图和QFD（质量功能部署）。通过使用分析结果，替代形状围绕主要设计变量和形状因子确定。通过形态矩阵和Pugh概念选择矩阵选择替代形状。分析替代形状选择项目的设计可能区域。通过在设计可能的区域中使用确定性优化技术来选择暂定设计。关于临时设计的用户需求的改变以及在开发阶段中产生的错误的影响被减少。

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