• 한국항공우주학회지
• /
• 제35권7호
• /
• pp.575-580
• /
• 2007

카나드 형상 고기동 항공기의 개념 설계 단계에서 높은 받음각 항공기 정적 안정성 분석을 위해 저속 소형 풍동시험을 수행하였다. 본 연구에서는 1/50축척의 일반적인 카나드-동체-날개 형상을 소형 풍동시험 모델로 사용하였다. 높은 받음각 비선형특성을 포함한 정적 안정성을 분석하기 위하여 카나드 굽힘에 따른 수직 꼬리 날개 효과를 분석하였다. 또한 높은 받음각에서 Nose Chine 효과를 분석하였다. 실험 연구에서 얻은 결과를 토대로 카나드 형상 항공기 높은 받음각 정적 안정성에 미치는 형상 변화 효과를 분석할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제32권8호
• /
• pp.129-137
• /
• 2004

본 연구에서 시험부 크기 $30mm{\times}35.6mm$, Run Time 20초인 소형-저가의 초음속 풍동을 개발하였다. 개발원 교육용 초음속 풍동은 단속적 불어내기식형이며 , 노즐 블록 교체형으로 설계되었다. 본 연구를 통하여 초음속 풍동에 사용되는 대형-고가의 기계장비를 기존 소형의 상용 제품으로 대체하여 제작 단가를 낮추었다. 그리고 초음속 풍동의 핵심 기술인 노즐 설계를 비롯한 전체적인 초음속 풍동 설계 기술을 확보하였다. 풍동 시험부에서의 초음속 유동장 형성 및 유동 안정성에 대한 성능검증 실험을 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
• /
• pp.777-780
• /
• 2011

초음속 풍동은 고속으로 운용되는 비행체나 유도무기의 개발에 있어 시험체 주위에서 나타나는 공기역학적 현상을 연구하고 특성을 대표하는 물리량을 측정하기 위해 주로 사용되는 지상시험 장비이다. 본 연구에서는 연구팀에서 보유하고 있는 소형 초음속 풍동이 갖는 시험 모델 크기의 제약을 완화하고자 $250mm{\times}200mm$ 의 시험부를 갖는 초음속 풍동을 설계하고 제작된 풍동의 성능 평가를 수행하였다. 제작된 풍동의 시험 마하수는 2.5이며 시험부에서 균일한 유동을 얻을 수 있도록 경계층 보정을 수행하여 노즐의 형상을 결정하였다.

• 한국항공운항학회:학술대회논문집
• /
• 한국항공운항학회 2005년도 춘계학술발표대회 논문집
• /
• pp.135-138
• /
• 2005

• 생물환경조절학회지
• /
• 제29권1호
• /
• pp.73-79
• /
• 2020

본 연구는 일정한 풍환경하에 온실 피복재 관류전열손실을 분석하기 위하여 온실 열손실 분석용 소형 풍동을 제작하고 성능을 분석하였으며 모형온실을 적용하였을 때의 관류전열손실을 분석하였다. 소형 풍동은 시험부 측 공기흐름이 정상상태를 유지하고 편차를 최소화하기 위하여 풍동의 각 요소를 반영하여 구성하였으며 송풍부, 확산부, 정류부, 축소부, 시험부로 구성하였다. 소형 풍동의 형태는 개방형, 토출식으로 결정하였고, 시험부 규격은 제작하고자 하는 모형온실의 규격과 상사비율, 시험부의 단면 폐쇄율을 감안하여 결정하였다. 상사비율을 풍동실험에 적용할 모형은 농업시설 중 가장 큰 비중을 차지하고 있는 단동 비닐온실을 대상으로 하였다. 소형풍동 내 풍속을 조절함에 따라 나타나는 모형온실 피복재의 관류전열계수는 피복재 면을 크게 지붕면과 측벽면, 앞뒷면으로 나누고 각 면별 계측 데이터를 평균 내어 산출하였다. 지붕면은 풍속이 증가함에 따라 전열계수도 증가하나 증가폭이 감소하는 구간은 배치각도에 따라 1-2ms^-1과 2-3ms^-1으로 구분되어지는 것으로 판단되었다. 측벽면의 전열계수가 증가하는 폭이 큰 구간은 0-1ms^-1 구간인 것으로 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.251-256
• /
• 2008

본 연구에서는 소형 무인기의 추진체로 사용되는 덕티드 팬의 공력특성 연구를 위해 덕티드 팬 입/출구의 3차원 유동장 측정과 추력 특성 분석을 수행하였다. 3차원 유동장 측정은 정온형 열선유속계를 통하여 수행되었으며, 추력은 육분력 밸런스를 이용하여 측정하였다. 측풍의 영향을 고려하기 위해 덕티드 팬을 풍동시험기내 유동방향에 대하여 $90^{\circ}$ 회전시켜 설치하였다. 풍동시험을 통하여 4.5 m/s의 측풍으로 인한 덕티드 팬 유동장 및 추력의 변화를 분석하였다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제24권5호
• /
• pp.56-64
• /
• 2020

29.7% 축소 NASA 표준 연구 모형에 대하여 소형 저속 풍동에서 시험을 수행하였다. 풍동시험 모형은 NASA Langley 연구소와 AIAA 항력추정 워크숍 위원회의 지침에 따라 알루미늄으로 제작하였다. 풍동의 능력 한계 등으로 상대적으로 낮은 레이놀즈수인 0.3 × 10⁶ 에서 정적 힘과 모멘트를 측정하였다. 세 가지 타입(핀 스팅, 블레이드 스팅, 벨리 스팅) 모형지지부에 대하여 피칭모멘트를 비교하였다. 보정된 벨리 스팅과 핀 스팅에 의한 피칭모멘트 보정량은 비슷하였으며 블레이드 스팅에 의한 피칭모멘트 값이 가장 적었다.

• 항공우주시스템공학회지
• /
• 제11권6호
• /
• pp.10-16
• /
• 2017

한국항공우주연구원(KARI)이 보유하고 있는 개방형 풍동에서 최대이륙중량 28 kg급 옥터콥터(octocopter)를 시험모델로 상승 하강기류, 측풍, 전단류와 같은 악기상에 대한 대처 능력을 향상 시키고 와류고리상태(VRS)와 같은 공기역학적 현상을 규명하여 와류고리상태(VRS) 진입 예방 및 탈출할 수 있는 기술들을 연구하고자 풍동시험을 수행하였다. 소형무인기 풍동시험은 풍속 3.5, 5, 7 m/sec, 회전수 3,500, 4,500, 5,550rpm 조건에서 받음각 $-40^{\circ}{\sim}+20^{\circ}$ 도, ${\pm}90^{\circ}$ 도, 요각 $0^{\circ}$ 도와 $45^{\circ}$ 도로 변화시켜가며 6분력을 측정하여 공력 DB를 작성하였다. 멀티콥터 수직 하강 시험 시 하강속도 6 m/sec에서 와류고리상태의 최고점(VRS peak)이 나타나고, 이 때 약 13 % 정도의 추력감소가 나타났다. 프로펠러 및 동체 상호 간섭에 의한 성능저하 여부를 판단하기 위해 프로펠러 조합을 변화시켜가며 시험을 수행한 결과 단일 프로펠러 대비 최대 15 % 정도의 성능 저하가 있음을 확인할 수 있었다. 이번 시험으로 확보한 자료들은 소형무인기 운용 시 경험하게 되는 악기상에 대처하여 안전성과 생존성을 증대시키기 위한 기술개발 기초자료로 활용될 예정이다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제46권2호
• /
• pp.159-166
• /
• 2018

본 연구에서는 소형민수헬기(Light Civil Helicopter, LCH)의 풍동시험에 필요한 축소 로터 블레이드에 대해 내부 구조설계와 동특성 및 하중해석을 수행하였다. 축소로터 풍동시험은 로터 시스템의 공력성능과 소음 특성을 평가하기 위해 수행되므로, 실제 크기의 로터시스템과 동일한 공력 특성을 모사할 수 있도록 축소 블레이드 설계 시 마하 스케일(Mach-scale) 기법을 적용하였다. 마하 스케일 블레이드는 실물 블레이드의 끝단속도(blade tip speed)와 동일한 값을 유지할 수 있도록 로터의 회전속도를 증가시켜야 하며, 블레이드 중량, 단면강성 및 고유진동수 등은 특정한 축소계수(${\lambda}$, scaling factor)를 통해 조정된다. 블레이드 내부의 주요 구성품인 스킨, 스파, 토션박스 등을 설계하기 위해 탄소섬유와 유리섬유 계열의 복합소재를 적용하였으며, 국내에서 수급이 가능한 프리프레그(prepreg) 형태의 복합소재를 적용하였다. 내부구조 설계가 완료된 블레이드에 대해 단면강성을 평가하기 위해 KSec2D 프로그램을 사용하였으며, 회전익 항공기의 통합해석 프로그램인 CAMRADII를 이용하여 축소 블레이드의 하중 분포와 동역학적 특성을 검토하였다.

• 항공우주시스템공학회지
• /
• 제13권1호
• /
• pp.11-17
• /
• 2019

본 연구에서는 전기 동력 소형 고정익 무인항공기의 낮은 레이놀즈 영역 및 최소한의 제원으로 운용에 필요한 성능을 일반적인 이론 분석으로 예측하였다. 이를 간단한 전기모터 풍동시험과 실증 비행시험을 통해 비교 분석하여 이론 분석의 타당성을 확인하였다. 분석한 결과의 타당성 확인 결과, 3.5 kg의 고정익 소형 무인항공기는 일반적인 이론분석으로 공력 성능의 분석이 가능하지만, 필요추력은 설계오류가 발생할 가능성이 있는 것으로 확인된다. 이러한 연구 결과를 바탕으로 낮은 레이놀즈 영역에서 비행하는 유사 소형 고정익 무인항공기 개발 시 설계오류를 최소화 하는 방법을 제안하였다.