• 한국산학기술학회논문지
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• 제20권8호
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• pp.579-585
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• 2019

수중 표적의 탐지 효율을 증대시키기 위하여 능동 예인 음탐기는 적정 심도에서 바른 자세로 예인 되어야 한다. 본 연구에서는 능동 예인 음탐기의 꼬리 날개 형상이 예인 자세 및 예인 안정성에 미치는 영향을 확인하기 위하여 축소 모형 실험 2회 및 해상 실험 1회를 수행하고 그 결과를 분석하였다. 축소 모형 실험은 선형 수조에서 꼬리 날개 형상에 따른 속력 별 예인 거동을 측정하였으며, 축소 모형 실험에 활용된 꼬리 날개 형상은 I 형 꼬리 날개 1개와 Y 형 꼬리 날개 4개로 총 2종 5개에 대하여 실험을 수행하였다. 1차 축소 모형 실험에서는 Y형 꼬리 날개가 I 형 꼬리 날개 대비 예인 자세 및 예인 안정성이 우수함을 확인하였다. 2차 축소 모형 실험에서는 Y형 꼬리 날개를 기본으로 수직 꼬리 날개 높이 증가, 하부 수평 꼬리 날개 경사각 적용 형상에 대하여 속력 별 거동 특성을 확인하였으며, 하부 수평 꼬리 날개 경사각 적용 형상이 가장 우수한 성능을 나타내었다. 축소 모형 실험 결과를 검증하기 위해 실물 모형을 제작하여 해상 실험을 수행하였으며, 축소 모형 실험 결과와 유사함을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권3호
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• pp.211-219
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• 2008

본 연구에서는 삼차원 비정렬 비점성 유동 해석 코드를 이용하여 전투기 형상의 외부 장착물이 꼬리 날개에 미치는 공력 간섭효과에 대한 연구를 수행하였다. 수치적 기법으로는 격자점 중심(vertex-centered)에 기초한 유한체적법과 시간 적분을 위한 내재적인 point Gauss-Seidel 반복 계산법을 사용하였다. 해석 코드의 검증을 위해 전투기 형상에 대한 정상 유동 계산을 수행하였으며 결과를 실험 데이터와 비교하였다. 외부 장착물의 후류(wake)를 정확히 포착하기 위해 예상되는 후류 영역에 대해 국부적인 격자 조밀화를 수행하였으며 천음속 영역에서의 비정상 유동 해석을 통해 외부 장착물에서 발생하는 후류가 수평꼬리날개에 미치는 간섭효과를 확인하였다. 공력 간섭효과를 감소시키기 위한 대안으로는 뒷전 플랩 꺽임각(trailing edge flap deflection)을 고려하였으며 이에 대한 정량적인 감소효과를 제시하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권8호
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• pp.711-717
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• 2012

스포츠급 경항공기 개념 설계 단계에서 항공기의 정적 안정성 분석을 위해 1/5 축소모델로 풍동시험을 수행하였다. 제안된 경항공기의 동체 단독 및 동체에 주익, 수평꼬리날개, 수직꼬리날개 등을 조합한 6개 형상에 작용하는 공력을 내장형 밸런스를 이용하여 측정하고 정안정 미계수를 도출하여 기본 양항력 공력특성 및 각 요소가 세로 방향 가로 정안정 특성에 미치는 효과를 분석하였다. 풍동시험 결과로부터 특히, 수평꼬리날개와 수직꼬리날개 그리고 고익형태와 상반각을 갖는 주익 등이 각각 세로, 방향, 가로 정안정성에 미치는 기여정도를 정량적으로 파악하였으며, 본 시험결과는 항공기 각 형상 구성품 조합의 정안정 특성에 관한 유용한 실험자료로 활용될 수 있을 것이다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2007년도 추계 학술대회논문집
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• pp.149-156
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• 2007

A three-dimensional inviscid flow solver has been developed based on unstructured meshes for the simulation of steady and unsteady flowfields around a generic fighter aircraft and for the investigation of the aerodynamic interference between the external stores and the tail surfaces. The flow solver is based on a vertex-centered finite-volume method and an implicit point Gauss-Seidel relaxation scheme. To validate the flow solver, calculations were made for a steady flow and the computed results were compared with experimental data. An unsteady time-accurate computation of the generic fighter aircraft with external stores at transonic flight conditions showed that the external stores cause undesirable vibration on the horizontal tail surface due to the mutual interference between their wake and the horizontal tail surface. It was shown that downward deflection of the trailing edge flap significantly reduces the undesirable interference effect.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권5호
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• pp.422-431
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• 2015

풍동실험에 적용하는 실험계획법을 연구하기 위한 선행 연구로써 KF-16의 정적 공력 데이터베이스를 구축하는 풍동 실험을 수행하였다. 본 실험에서 사용된 기체는 KF-16의 1/33 scale의 모델이며 수평 꼬리날개와 플래퍼론, 방향타를 모두 구현하였다. 크게 실험은 수평 꼬리날개의 유무에 따른 공력 특성 변화를 보기 위한 실험과 플랩, 플래퍼론, 방향타, 그리고 수평 꼬리날개의 변위각에 따른 공력특성 변화를 알아보기 위한 실험을 수행하였다. 실험 수행 후에는 각 실험들에 대해서 6가지 공력계수 그래프를 분석하고 반응 표면을 생성하면서 조종면의 변화가 각각 어떤 공력 특성에 큰 영향을 미치는지 알아보았다.

• 한국생산제조학회지
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• 제20권1호
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• pp.23-27
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• 2011

This study analyzes about the variation of pressure and stream velocity according to the movement of tail wing. The pressure at the front part of airplane becomes lower than at the rear part and the stream velocity has decreased by being bumped against the wing of airplane. The pressure at the front part of rudder becomes higher than at its rear part according to the movement of rudder among the tail wings of airplane. The more stream velocity becomes decreased, the more rudder spreads out. As the tail wing of airplane folds, the pressure at its front part becomes higher. And the pressure at its rear part becomes lower than at its front part. The more tail wing of airplane folds, the more stream velocity becomes decreased.

• 한국항공운항학회지
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• 제11권1호
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• pp.5-16
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• 2003

The present study was carried out to develop highly efficient RC ornithopter 'Songgolmae' powered by motor and battery. Designed electric ornithopter, which has the dimension of O.88m(W)${\times}$0.56m(L)${\times}$0.15m(H), is smaller than a conventional ornithopter. This ornithopter weighs 277 grams and has 3 channels radio control. It runs on an electric motor by a lithium polymer battery and has a gear ratio of about 75${\sim}$95 to 1 to flap its 88 cm wingspan. The aerodynamic performance of the ornithopter, applied to a flapping motion only, was validated by flight tests. Flight times have exceeded 23 minutes until the battery was used up. The flight test results indicate that the ornithopter developed here has sufficient thrust to propel itself in a forward flight. From the economical point of view and the handling of the RC ornithopter, it can be said that the developed robot ornithopter is an effective RC ornithopter. This robot ornithopter flies its way high into the sky just like a real bird flies. The robot ornithopter is used for a wide range of missions.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권7호
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• pp.655-663
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• 2010

DUP(direct underside pressurization)는 위그선이 이륙하기 위하여 수면 위를 항주할때 낮은 속도에서 이륙할 수 있도록 양력을 증가시키는 역할을 한다. 이러한 DUP가 위그선의 안정성과 공기역학적인 힘에 미치는 영향에 관하여 3차원 수치해석을 수행하였다. 해석에 사용된 위그선인 "Aircat"은 동체의 중심에 프로펠러가 있고 동체하부에 공기부양실이 있으며 Lippisch형의 날개와 큰 T자형의 수평꼬리날개를 가지고 있다. 저속에서 대부분의 양력은 프로펠러에 의해 가속된 공기가 동체의 가운데 통로를 통하여 공기부양실로 들어가 정체됨으로써 발생한다. 그러나 DUP에 의해 가속된 공기는 동압의 증가로 인하여 항력을 증가 시킬 뿐만 아니라 안정성에 영향을 주게 된다.

• 대한임베디드공학회논문지
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• 제14권1호
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• pp.25-31
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• 2019

An underwater glider is a type of autonomous unmanned vehicle and it advances using a vertical zig-zag glide. For this purpose, the position of an internal battery is regulated to control its attitude, and the amount of water in a buoyancy bag is regulated to control the depth. Underwater glider is suitable for a long-distance mission for a long time, because the required energy is much smaller than the conventional autonomous unmanned vehicle using propeller propulsion system. In this paper, control of horizontal tail wing is newly added to the conventional battery position and buoyancy control. The performance of the proposed controller is shown through Matlab simulation.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권6호
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• pp.530-536
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• 2010

비행 중 대기조건에 의한 결빙은 항공기 안전성과 직결되며, 특히 항공기 표면 발생 결빙은 공력 특성 변화를 야기하여 제어면 성능을 저해하는 요소가 된다. KC-100 항공기의 결빙에 의한 공력 영향성 조사를 위해 결빙 전문 CFD 코드인 FENSAP-ICE를 이용하였다. 항공기의 공력 특성을 대표하는 주날개 단면 익형을 먼저 고려하고 다음으로 전기체형상에 대해 결빙 해석을 수행하였다. 또한 Anti-Icing 및 De-Icing 장치 설계를 위해 항공기 부품별 결빙 영역 및 결빙 증식 크기를 조사하였다. 결빙 영역은 주날개 및 수평 꼬리날개의 앞전에서 단면 코드길이 기준 약 7.07%, 11.2% 범위를 나타냈고, Wind Shield의 경우 약 16.7%에서 결빙이 발생하였다. 결빙에 의한 공력특성 변화의 경우, 받음각 0도에서 KC-100 항공기의 양력은 64.3% 감소한 반면 항력은 55.2% 증가하였다.