초록
본 논문은 유도 무기나 로켓과 같이 세장비가 큰 비행체의 동안정미계수 획득을 위한 풍동실험장치 및 기법에 관하여 기술하였다. 세장비가 큰 로켓과 같은 비행체의 동적운동을 위한 풍동실험은 풍동 시험부의 크기와 진동 장치의 설치에 대한 문제 등의 어려움이 있어 동안정성 실험을 수행하는데 여러 가지 제약이 따르게 된다. 본 연구에서는 아음속 풍동에서 세장비가 큰 비행체의 동안정 미계수 획득을 위한 풍동실험기법으로 동안정 밸런스를 이용하는 기법이 사용되었다. 본 연구를 통하여 세장비가 큰 비행체의 자유진동 풍동실험 장치가 구축되었으며, 이 장치를 이용한 자료측정 결과는 동안정미계수가 적절하게 획득됨을 보여 주었다.
This paper described the wind tunnel testing apparatus and technique to acquire the dynamic stability derivatives of large slenderness ratio air vehicle such as the guided missiles or rockets. There have been few difficulties in conducting wind tunnel testing for slender long rocket due to the size limitation of the test section size and the installation of oscillation equipments. In this study, the dynamic stability balance was used as the wind tunnel technique for obtaining the dynamic stability derivatives. Through the wind tunnel testing, the experimental apparatus for slender air vehicle's oscillation is established. The measured data showed that it is possible to acquire the dynamic stability derivatives of large slenderness ratio rocket, properly.
