• 한국항공우주학회지
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• 제33권7호
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• pp.85-91
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• 2005

군용항공기는 고받음각에서 적절한 조종성 및 항공기 이탈에 대한 안정성을 확보하고 있어야 한다. 고받음각에서 항공기가 이탈에 진입할 수 있는 한계값은 항공기 형상설계에 직결되는 문제이다. 하지만 현대의 고성능 전투기는 전기식 비행제어계통을 사용하여 고받음각 제어법칙을 설계함으로써 한계 값 내에서 항공기의 안정성을 보장하고 있으며 항공기가 이탈 시, 안전하게 회복할 수 있도록 고받음각 제어법칙을 설계한다. 현재 T-50에 적용되어 있는 고받음각 제어법칙은, 세로축 방향으로는 받음각 제한기 및 MPO(Manual Pitch Override) 모드, 가로-방향축으로는 고받음각 이탈제한기, 가로축 명령제한기, 방향축 조종사 명령제한기 및 스핀방지기가 설계되어 있다. 본 논문에서는 T-50 에 적용되어 있는 고받음각 제어법칙을 소개하며, 고받음각 비행시험을 통하여 항공기 안정성에 관한 연구를 수행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권10호
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• pp.60-67
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• 2005

현대의 고성능 전투기는 한계받음각 내에서 적절한 조종성(Controllability) 및 안정성(Stability)을 확보하고 있어야 한다. 고받음각에서 항공기가 이탈에 진입할 수 있는 한계값은 항공기 형상설계에 직결되는 문제이다. 하지만 현대의 고성능 전투기는 전기식 비행제어계통(Digital Fly-By-Wire Flight Control System)을 사용하여 고받음각 제어법칙을 설계함으로써 한계값 내에서 항공기의 안정성을 보장하고 있다. 현재, T-50 세로축 고받음각 제어법칙에는 (+)한계받음각 이상으로의 비행을 제한하는 받음각 제한기(Angle of Attack Limiter)가 설계되어 있다. 그러나 (-)한계받음각 이상으로 비행을 제한하는 받음각 제한기는 설계되어 있지 않아, 조종사의 과도한 (-)세로축 기동에 대해 항공기가 이탈에 진입할 수 있다. 그리고 T-50 비행시험에서 PA에서 과도한 (+)세로축 기동 시, 받음각(Angle of Attack)이 현재 설계되어 있는 한계받음각을 초과하는 문제점이 발생하였다. 본 논문에서는 고받음각 제어법칙을 일부 수정하여 한계받음각 내에서 항공기의 세로축 조종성능을 향상시키고, 항공기 안정성을 확보할 수 있는 제어법칙에 관한 연구를 수행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권9호
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• pp.825-834
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• 2008

고 받음각에서의 방향 안정성 향상을 위한 chine 형상 최적화를 수행하였다. Super ellipse equation을 통하여 다양한 형태의 chine 형상을 생성하고, 3차원 Navier-Stokes 방정식을 이용하여 방향안정성 및 고받음각에서의 공력 특성을 분석하였으며, 가장 높은 방향 안정성을 갖는 형상을 기본형상으로 선정하였다. 파리미터를 이용한 기본형상의 곡면 변형을 통하여 높은 방향 안정성 및 양항비를 동시에 만족하는 최적형상 도출을 위하여, 반응면을 구성하고 가중치를 도입하고 양항비를 구속조건으로 하는 방향안정성 최적화 문제를 수행하였다. 본 연구를 통하여 고받음각에서 chine형상의 공력특성을 파악하여 강한 와류를 발생시키는 chine 형상이 방향안정성에 도움이 된다는 것을 확인할 수 있었으며 최적화를 통해 기본형상보다 방향안정성이 약 29% 향상되는 결과를 얻었다. 또한 파라미터 기반 형상 생성기법과 근사최적화 기법의 연동을 이용한 형상최적설계 과정을 초음속, 고받음각 유동의 chine 형상설계에 적용하여 그 효율성을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.335-338
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• 2007

공대공미사일의 경우 초음속 하에서 고 기동성을 얻기 위하여 고받음각 능력이 요구되어진다. 옆 미끄러짐이 없는 대칭형 세장형 몸체의 경우라도 비대칭 와류는 생성된다. 이러한 비대칭 와류는 불필요한 측력 및 요잉모멘트를 발생시키고 이는 곧 방향 안전성을 저하시킨다. 본 연구는 전산해석을 통하여 초음속유동하에서 세장형 몸체 주변에 발생되는 비대칭와류 모사를 실시하였으며 비대칭 와류의 모사를 위해 선두부에 Bump를 장착하였다. 전산해석 결과 세장형 몸체 주변에 발생하는 비대칭와류를 모사 할 수 있었다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제13권2호
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• pp.8-13
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• 2008

A supersonic viscous flow over a five-degree half-angle cone is studied computationally with three-dimensional Navier-Stokes equations. Steady asymmetric solutions show that the asymmetric flow separation is caused by convective instability. The effects of angle of attacks, Reynolds numbers, and Mach numbers have been investigated and it is found that those factors affect the generation of the side force. The side force has the maximum value at ${\alpha}=22^{\circ}$, while over ${\alpha}=22^{\circ}$, asymmetric vortex becomes transient, which results in the unsteady shedding. At the angle of attack of 22 degrees, the side force increases with Reynolds number and decreases with Mach number. The increase of the side force stops over the critical Reynolds number for the present configuration.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제16권5호
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• pp.607-612
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• 2013

The effect of the flow actuator on the asymmetric vortex structure around the ogive-cylinder body with fineness ratio of 4 flying at the speed of Mach 0.1 at angle of attack of 50 degree is studied. The ogive-cylinder model is developed with the actuator placed near the nose tip and numerically simulated using the in-house CFD code named KFLOW. The numerical simulation employs two different actuator modeling: one is the boundary condition given by blowing normal to the surface and another shearing on the surface. The numerical simulation reveals that response of the vortex structure to the actuation is dependent on the type of modeling as well as the strength and direction of the actuation.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2007년도 추계 학술대회논문집
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• pp.171-176
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• 2007

Supersonic viscous flow over a 5 degree half angle cone studied computationally with three-dimensional Navier-Stokes equations. Steady asymmetric solutions of 5-deg half angle cone show that the asymmetric flow separation is caused by convective instability. The angle of attack, Reynolds number, and Mach number affected the side force variation that is caused by asymmetric vortical flow.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2007년도 춘계 학술대회논문집
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• pp.45-49
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• 2007

Asymmetric force and vibration caused by separation flow at high angle of attack affect the stability of supersonic missile. As a preliminary study we verified the effect of turbulence model through general 3-D slender body for the supersonic flow at high angle of attack. ${\kappa}-{\omega}$ Wilcox model, ${\kappa}-{\omega}$ Wilcox-Durbin+ model, ${\kappa}-{\omega}$ shear-stress transport model, and Spalart-Allmaras one equation model are used. Grid sensitivity test was performed with three different grid system. results show that all models are in good agreement with the experimental data.

• 한국전산유체공학회지
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• 제18권1호
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• pp.28-35
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• 2013

Behavior of the side force generated at high angles of attack by two ogive-cylinder bodies of revolution with nose fineness ratio of 2.3 (B1) and 3.5 (B2) and the effect of a strip placed close the nose tip of each body (B1S and B2S) are analyzed through the wind tunnel test at ReD=200,000 and a=42~60 deg. The side force generated by B1 is increased by placing a strip. The side force generated by B2 is in the starboard direction and its magnitude is higher than that of the B1S. The effect of the strips with various dimensions placed on B2 is investigated. It is found that the 4-layer strip placed on the starboard reversed the direction of the side force into port direction. It is confirmed by numerical simulations that the strip promotes the flow separation and increases the average pressure on the side where it is placed and consequently produces the side force in the corresponding direction.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.71-76
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• 2008

본 연구에서는 아음속 영역에서 유도무기의 일반적 형상인 세장형 몸체를 갖는 서로 다른 선두부 형상의 두 모델을 이용하여 받음각에 다른 세장형 모델 윗면의 압력 분포를 측정하였다. 아음속 영역에서 서로 다른 선두부 형상을 갖는 두 모델의 받음각에 따른 공력실험 결과로 특정 받음각에서의 측력 및 요잉모멘트가 최대가 되는 것을 확인하였으며 비대칭 정상상태와 비대칭 비정상상태의 경계를 알 수 있었다. 또한 시간에 따른 측력, 항력 및 요잉모멘트의 결과로 같은 받음각이라도 선두부의 형상에 따라 안정성이 다른 결과를 보였다. 받음각에 따른 세장형 몸체 표면 압력 분포를 측정한 결과 받음각이 증가할수록 표면압력 분포는 비대칭적으로 형성됨을 알 수 있었다.