• 한국군사과학기술학회지
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• 제17권4호
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• pp.463-470
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• 2014

Stealth technology of combat aircraft is most significant capability in recent air battlefield. As the detector of IR missiles is being developed, IR stealth capability which is evaluated by IR signature level become more important than it was in previous generation. Among IR signature of aircraft from various sources, aerodynamic heating dominates in long-wavelength IR spectrum of $8{\sim}12{\mu}m$. Skin temperature change by aerodynamic heating which is derived by effects of Mach number and structure. The 4th and 5th generation aircraft are selected for calculation of the skin temperature, and its height and velocity in numerical conditions are 10,000 m and Ma 0.9~1.9 respectively. Aircraft skin temperature is calculated by computing convection of fluid and conduction, convection and radiation of surface. As the aircraft accelerates to higher Mach number, maximum skin temperature increases more rapidly than average temperature and temperature distribution changes in more sharp, interactive ways. The 4th generation aircraft whose shape is more complex than that of the 5th generation aircraft have complicated temperature distribution. On the other hand, the 5th generation aircraft whose shape is relatively simple shows plain temperature distribution and lower skin temperature in terms of both average and maximum value.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권1호
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• pp.1-9
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• 2018

람다 날개 형태의 무인전투기는 동체-날개 융합익의 형태를 띄고 있어 일반적인 항공기에 비해 상대적으로 항력이 작고 레이더 반사 면적이 작아 우수한 스텔스 성능을 갖는다. 그러나 앞전 후퇴각에 의해 생성되는 앞전 와류의 영향으로 특정 받음각에서 피칭모멘트가 급격히 증가하는 현상이 나타난다. 본 연구에서는 무미익 람다 날개 형상을 기반으로 한 UCAV 1303 모델을 사용하여 풍동시험과 전산해석을 수행하였다. 실험 풍속은 50 m/s, 받음각 범위는 $-4^{\circ}{\sim}28^{\circ}$ 으로 하였으며 전산해석 또한 실험 조건과 동일하게 연구를 수행하였다. 본 연구를 통해 UCAV의 날개 비틀림이 피칭모멘트의 안정성에 미치는 영향을 확인하였다. 그 결과 날개에 음의 비틀림 각을 적용하였을 때 날개 바깥쪽에서의 유동 박리가 지연되면서 Pitch-break가 발생하는 받음각이 증가하였고, 양의 비틀림 각을 적용하였을 때 Pitch-break가 발생하는 받음각이 감소하였지만 양항비가 증가하는 것을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권12호
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• pp.831-840
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• 2019

플러시 대기자료 측정장치는 비행체 표면에서 측정되는 압력 데이터를 이용하여 대기자료를 예측한다. FADS는 돌출된 프로브가 없으므로 고성능 항공기, 스텔스 비행체 및 극초음속 비행체에 적합하다. 본 논문에서는 구-원추 형상을 갖는 비행체에 대해서 아음속부터 초음속 비행까지 대기자료를 예측할 수 있는 FADS의 교정 절차와 계산 알고리즘을 제시한다. 표면 압력 데이터 측정을 위해 노즈부 표면에 5개 플러시 압력공들을 마련하였다. 유동각 예측과 압력 관련 변수의 예측을 분리하는 개념이며, 아음속 유동의 포텐셜 유동해와 극초음속 유동의 수정 뉴톤식을 결합한 압력모델을 사용한다. 교정 압력 데이터는 Euler 방정식을 푸는 전산유체역학 코드를 만들어서 마흐수 0.5 ~ 3.0의 범위에서 구축하였다. 비행 마흐 수 0.6~3.0, 받음각과 옆미끄럼각은 각각 -10° ~ +10°의 범위에서 여러 비행조건에 대해서 테스트를 수행하였다. 예측된 대기자료는 받음각, 옆미끄럼각, 마흐수, 자유류 정압이며 참고 데이터와 비교하여 정확도를 분석하였다.

• 해양환경안전학회지
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• 제23권7호
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• pp.918-925
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• 2017

함정 외부 탑재 장비의 복잡한 형상에 의해서 발생하는 다중반사는 경로를 예측하기 어렵고 높은 RCS(Radar Cross Section)의 원인이 된다. 따라서 함정의 외부 탑재 장비의 최적배치 설계가 RAS(Radar Absorbing Structure) 방법으로 고려되어야 한다. 본 논문에서는 함정 외부 탑재 장비에서 발생하는 다중반사와 RCS를 최소화하기 위하여 함정 외부 탑재 장비 최적배치를 수행하였다. 외부 탑재 장비 최적배치에 사용된 알고리즘은 순차적 내림차순 방법을 이용하였다. 함정 외부 탑재 장비 최적배치를 수행하기 위하여 LCS-2 type을 해석 모델로 선정하였다. 계산 비용을 줄이기 위해서 장비의 기여도 분석 및 다중반사 경로 분석 등을 통해 최적 배치를 수행할 장비를 선정하였고 최적배치를 통해 RCS가 최소가 되는 최적배치 위치를 도출하였다. 또한 RCS 변화에 따른 레이다의 탐지거리 변화율을 이용하여 RCS 감소효과를 분석 하였다.

• 한국정보전자통신기술학회논문지
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• 제12권4호
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• pp.425-433
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• 2019

본 논문에서는 10m급 무인수상정의 RCS 해석과 함께 RCS 증가 요인을 분석하고 RCS 감소 방안을 도출하였다. 기하학적 형상을 변형시키는 성형기법을 통해 레이다 단면적을 감소시킬 수 있고, 이것을 스텔스 무인수상정 개발에 활용할 수 있음을 확인한다. RCS 감소를 위해 기존의 Top Mast 부분을 함미부분으로 1m 이동시키고 경사각 5도를 준 후 0.5 m 아래로 이동시킨 다음 중앙과 주변 반사 구조물에 대한 영향을 최소화시키기 위해 주변에 Guided Wall을 추가 설치하였다. 기존 모델과의 RCS 해석 값을 비교 분석한 결과 모든 고각에 대해 감소 대책이 적용된 모델이 기존 모델보다 -3.79 dB 이상 낮아진 것을 알 수 있으며, 최대 대푯값은 기존 모델 고각 0도의 12.74 dB에서 6.32 dB로 낮아졌다. 특히, 희생각 영역을 제외한 영역에서 강한 산란 현상이 상당부분 제거된 것을 확인할 수 있다. 또한, Guide wall을 추가한 -5m ~ 2 m 부분의 경우 반사되는 신호가 최대 20 ~ 40 dB 이상 개선되어 2D ISAR 영상에 나타나지 않는 것을 알 수 있다. 무인수상정 RCS 분석은 거리방향 프로파일 분석과 ISAR 영상 분석을 통해 문제 위치를 분석, 식별하는 과정을 설명하였으며, 그에 대한 문제를 해결할 수 있는 RCS 감소 방안을 함께 제시하였다.