• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.36 no.5
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• pp.420-427
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• 2008

For simulation of a fin unfolding motion for the various aerodynamic conditions, equations and moments applying to the unfolding fin were modelled. Aerodynamic roll moment consists of the static roll moment and the damping moment, which were obtained through wind tunnel tests and numerical analyses respectively. Panel method was used to compute the roll damping coefficient with deflected fin, whose angle was equivalent to angle of attack due to the deployment motion. Roll damping coefficient is a function of angle of attack, sideslip angle, and deployment angle but not of angular velocity of deployment. Simulation with aerodynamic damping model gave more similar deployment time compared to fin deployment test results.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2013.04a
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• pp.377-381
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• 2013

익형의 형상이 대칭인 NACA00xx 시리즈의 두께 비 변화에 따른 익형의 공력 특성을 조사하였다. 익형주위의 유동을 2D-압축성 유동으로 가정하여 비선형 유동방정식인 2D-Comp-2.0 solver를 사용하여 수치해석을 수행하였다. 주어진 두께 비에 대한 mesh study를 수행하고 수치해석의 결과는 Fluent 6.3의 수치해석 결과와 비교 분석하였다. 또한 선택 된 최적의 mesh size를 이용하여 익형의 두께비에 따른 양력계수와 항력계수를 비교 분석 하였다. 수치해석 결과로부터 익형의 두께비가 증가할수록 양력계수와 항력계수는 증가하였으며, 또한 받음각의 크기에 따른 익형의 공력특성은 받음각이 증가할수록 양력계수와 항력계수는 증가하였다. 일반적으로 익형의 두께비가 증가하면 shock wave의 강도는 증가하고, shock wave의 위치는 익형의 끝단으로 이동한다. 본 연구에서는 NACA00xx 시리즈의 공력특성에 대한 이해뿐만 아니라 Edison CFD 코드를 이용하여 얼마나 우리가 정확하게 공력해석을 수행할 수 있는지에 중점을 두었다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.48 no.3
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• pp.175-185
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• 2020

The six-DOF aerodynamic coefficients of a missile entail inherent physical gradient constraints originated from the geometric characteristics of a cylindrical fuselage. To effectively adopt the freely available gradient information in aerodynamic coefficients modeling, this research employed gradient-enhanced (GE) Gaussian process. To investigate the accuracy of aerodynamic coefficients predicted with gradients information, we compared two Gaussian-process-based models: ordinary and GE Gaussian process models with and without gradient information, respectively. As a result, we found that GE Gaussian process models were able to comply with imposed gradient information and more accurate than ordinary Gaussian process models. However, we also found that GE Gaussian process modeling cannot handle gradient information continuously and ends up with more samples due to additional gradient information.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.48 no.1
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• pp.13-21
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• 2020

Surrogate models have been used for the rapid estimation of six-DOF aerodynamic coefficients in the context of the design and control of a missile. For this end, we may generate highly accurate surrogate models with a multitude of aerodynamic data obtained from wind tunnel tests (WTTs); however, this approach is time-consuming and expensive. Thus, we aim to swiftly predict aerodynamic coefficients via co-Kriging using a few WTT data along with plenty of computational fluid dynamics (CFD) data. To demonstrate the excellence of co-Kriging models based on both WTT and CFD data, we first generated two surrogate models: co-Kriging models with CFD data and Kriging models without the CFD data. Afterwards, we carried out numerical validation and examined predictive trends to compare the two different surrogate models. As a result, we found that the co-Kriging models produced more accurate aerodynamic coefficients than the Kriging models thanks to the assistance of CFD data.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2014.03a
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• pp.659-662
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• 2014

본 연구에서는 전산유체 해석프로그램인 EDISON_CFD를 이용하여 Clark-Y 에어포일의 공력특성 변화를 수치해석하고, 여러 가지 받음각의 변화를 통해 양력계수, 항력계수, 양항비 등을 도출하였다. 공력해석을 위한 조건으로 압축성 Navier-Stokes 방정식에 난류 유동조건을 적용하였다. 해석 결과는 에어포일 공력해석 툴로 널리 알려져 있는 XFOIL을 이용하여 비교 검토하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.49 no.11
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• pp.901-907
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• 2021

The present study introduces an artificial neural network (ANN) that can predict the missile aerodynamic coefficients for various missile nose shapes and flow conditions such as Mach number and angle of attack. A semi-empirical missile aerodynamics code is utilized to generate a dataset comprised of the geometric description of the nose section of the missiles, flow conditions, and aerodynamic coefficients. Data normalization is performed during the data preprocessing step to improve the performance of the ANN. Dropout is used during the training phase to prevent overfitting. For the missile nose shape and flow conditions not included in the training dataset, the aerodynamic coefficients are predicted through ANN to verify the performance of the ANN. The result shows that not only the ANN predictions are very similar to the aerodynamic coefficients produced by the semi-empirical missile aerodynamics code, but also ANN can predict missile aerodynamic coefficients for the untrained nose section of the missile and flow conditions.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.49 no.2
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• pp.95-106
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• 2021

Side-jets enable the immediate maneuver of a missile compared to control surfaces; however, they may cause adverse effects on aerodynamic coefficients, for they interfere with freestream. To find out the impact of side-jets on aerodynamic coefficients, we simulate side-jets as air gas and utilize multi-fidelity models to evaluate differences between aerodynamic coefficients obtained with and without side-jets. We computed differences in aerodynamic coefficients to investigate side-jet effects for the changes of a Mach number, a bank angle, and an angle of attack. As a result, asymmetrically developed side-jets affect the longitudinal force and moment coefficients, and the lateral force and moment coefficients drastically change in-between -30 and 30 degrees of bank angles. In contrast, side-jets hardly influence the axial force coefficients. As for the axial moment coefficient, we could not determine the side-jet effect due to a lack of aerodynamic coefficient samples in the Mach number. All in all, we confirm that side-jets lead to the change of a missile attitude as they considerably vary the longitudinal and lateral aerodynamic coefficients.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 1986.10a
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• pp.262-265
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• 1986

미사일의 동특성은 공력계수(aerodynamic coefficients)들의 구조 및 그 계수값에 의해 결정된다. 현재까지 공력계수는 풍동시험(wind tunnel test)에 의한 모형법으로 구하는 것이 보편적이었으나 모형과 실제 시스템의 차이에 의해 발생하는 오차, 풍동시험의 오차, 모형의 스케일 팩터(scale factor)오차, 실제 대기조건의 특성에 의한 오차 등에 의해, 시제품을 이용한 실제 비행시험 결과가 풍동시험 모델을 이용한 컴퓨터 시뮬레이션(computer simulation)의 가상 비행 데이타와 차이를 나타내게 된다. 이러한 차이를 감소시키기 위하여 필터 이론을 적용하기 위해서는 수학적 계수 모델이 필요하게 된다. 본 연구에서는 풍동시험모델로부터 3가지의 수학적 모델을 가정하고 이를 이용하여 확장칼만필터(extended Kalman Filter: EKF)와 최대공산법(maximum likelihood method :ML)을 각각 적용시켰을때 추정된 계수치에 의한 가상비행데이타와, 풍동시험모델에 의한 가상비행데이타를 비교하여, 수학적 계수 모델 설정에 따른 각 알고리즘의 추정결과를 알아보고, 이에의해 계수 모델 설정의 방법 및 기준, 그리고 계수구조 설정에 따른 EKF와 ML의 성질을 조사하였다.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2012.04a
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• pp.89-92
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• 2012

초음속 항공기를 설계하는데 있어서 일반적인 항공기와는 다른 성능이 요구되는데 그것은 바로 초음속에 의한 충격파가 발생시키는 추가적인 항력을 감소시키는 일이다. 날개의 Airfoil 형상을 결정하기 위해서는 공력 특성을 파악해야 하는데, 이를 알아보는 데 있어서 EDISON_CFD를 사용하였다. 충격파의 생성을 지연시키는 Supercritical Airfoil의 여러 형상에 필요한 격자를 생성하여 비점성, 압축성 유동 해석을 수행하였다. 비교에 필요한 다섯 개의 NASA Supercritical Airfoil을 선정하여, 아음속과 초음속으로 나누어 받음각에 따른 양력계수와 항력계수를 도출하고, 이를 토대로 양항비를 추정해 보았다. 추려진 것 중 가장 우수한 공력성능을 보이는 airfoil을 선정하였는데 그 결과 NASA SC-0403 airfoil의 공력 성능이 가장 뛰어나 그것을 선정하기로 하였고, 또한 2차원 공력 해석에서 얻은 양력계수를 면적에 대하여 적분하여 날개에서의 양력과 항력을 추정하였다.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2014.03a
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• pp.527-532
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• 2014

본 연구에서는 사각 실린더로 근사된 차체 주위에 균일한 층류 유동이 흐를 때, 앞 사각 실린더의 후면에 나타나는 후류의 변화를 정상적인 관점에서 분석하였다. EDISON_CFD를 이용하여 앞 실린더와 뒷 실린더의 변화에 따른 공력계수를 확인하였다. 격자 분해능과 시간 간격에 따른 정확성을 분석하였다. 앞 실린더의 길이 변화, 두 실린더 간의 거리를 통해 나타나는 공력계수의 변화를 실제 상황에서의 운행 안정성 및 공기 저항에 대입하여 분석하였다.