• 항공우주기술
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• 제2권2호
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• pp.1-10
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• 2003

비행선은 주익이 없고 미익에 비해 동체 효과가 큰 형상 특성으로 인해 정적으로 불안정한 특성을 지닌다. 따라서 동안정 특성 예측이 매우 중요하다. 본 연구에서는 강제진동 풍동시험을 통한 비행선의 동안정 특성을 확보하였다. 풍동시험은 미국 BAR사의 독일소재 시설인 BAR LAMP 시설을 사용하였으며, 16회의 정적시험과 26회의 강제진동시험을 수행하였다. 시험결과, 비행선의 동안정 특성은 받음각 뿐만 아니라 옆미끄럼각, 각속도 크기와 방향에 비선형적으로 변한다. 전반적으로 세 방향의 모멘트는 댐핑이 있는 것으로 나타났으며, 수직력과 측력, 교차성분은 불안정하게 나타났다. 조종면의 영향은 작은 것으로 나타났으나 옆미끄럼각의 영향은 완전히 비선형적으로 나타났다.

• 한국자동차공학회논문집
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• 제22권4호
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• pp.131-137
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• 2014

The SUV has a risk of rollover because of the highness of center of mass. In this paper the roll-behavior of a SUV in turning motion is analyzed. Dynamic model of the vehicle on the slope is developed and simulation is carried out using the software ADAMS/Car. The results show that the relational expression between the ground force acting on the tire and the roll motion is well established. It is also identified that the driving state of the vehicle becomes unstable at the lower or upper position of the slope.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권6호
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• pp.17-22
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• 2003

비행선은 주익이 없고 미익에 비해 동체 효과가 큰 형상으로 인해 정적으로 불안정한 특성을 지닌다. 따라서 동안정 특성 예측이 매우 중요하다. 본 연구에서는 강제진동 풍동시험을 통한 비행선의 동안정 특성 자료를 확보하였다. 풍동시험은 미국 BAR사의 독일소재 시설인 BAR LAMP 시설을 사용하였으며, 16회의 정적시험과 26회의 강제진동시험을 수행하였다. 시험결과, 비행선의 동안정 특성은 받음각 뿐만 아니라 옆미끄럼각, 각속도의 크기와 방향에 비선형적으로 변한다. 전반적으로 세 방향의 모멘트는 댐핑이 있는 것으로 나타났으며, 수직력과 측력, 교차성분은 불안정하게 나타났다. 조종면의 영향은 작은 것으로 나타났으나 옆미끄럼각의 영향은 완전히 비선형적으로 나타났다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제5권3호
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• pp.77-86
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• 2002

An experimental study of the vortex interaction characteristics of a delta wing/LEX configuration was conducted in a wind tunnel using the micro water droplet and laser beam sheet visualization technique. The main focus of this study was to analyze the effect of the angle of attack and sideslip angle on the vortex interaction and vortex breakdown. These tests were accomplished at angles of attack between $16^{\circ}$ and $28^{\circ}$ and sideslip angle between $0^{\circ}$ and $-15^{\circ}$ at free-stream velocity of 6.2 m/s. Flow visualization data provide a description of the vortex interaction between LEX and wing vortices, and of the vortex breakdown. The introduction of LEX vortex stabilized the vortical flow, and delayed the vortex breakdown up to higher angle of attack. The vortex interaction and breakdown was promoted on the windward side, whereas they are suppressed on the leeward side.

• 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.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2003년도 춘계학술대회
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• pp.2151-2156
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• 2003

The distinguishing features of flows at high angles of attacks are caused by the generation of free shear layers at sharp leading edges, by separation of the viscous layers from the surfaces of wings and bodies and by the flow in the wakes of the wings and bodies. In this study, systematic approach by PIV experimental method within a circulating water channel was adopted to study the fundamental characteristics of induced vortex generation, development and its breakdown appearing on a delta wing model with or without LEX in terms of four angles of attack($15^{\circ}$, $20^{\circ}$, $25^{\circ}$, $30^{\circ}$) and six measuring sections(30%, 40%, 50%, 60%, 70%, 80%) of chord length. Distributions of time-averaged velocity vectors and vorticities over the delta wing model were compared along the chord length direction. Highly swept leading edge extension(LEX) applied to delta wings has greatly improved the subsonic maneuverability of contemporary fighters. High-speed CCD camera which made it possible to acquire serial images is able to get the detailed information about the flow characteristics occurred on the delta wing. Especially quantitative comparison of the maximum vorticity featuring the induced pressure distribution were also conducted to clarity the significance of the LEX existence.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권12호
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• pp.1217-1224
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• 2009

고정익 항공기가 3차원의 복잡한 경로를 추종하기 위해 필요한 비교적 간단하며 효과적인 유도 제어 방법을 제시한다. 소개되는 방법은 비선형 경로 추종 유도 기법을 외부 루프로 사용한다. 외부 루프는 원하는 경로와 함께 항공기의 현재 위치와 속도를 바탕으로 비행 경로를 변화하기 위한 가속도 명령을 생성한다. 가속도 명령은 중력과 벡터적으로 결합되어 Specific Force Acceleration을 만든다. 이렇게 생성된 Specific Force Acceleration은 내부 루프를 위한 명령으로 쓰이는데, 이는 항공기가 가속도 자체보다는 Specific Force Acceleration을 더 직접적으로 제어할 수 있기 때문이다. 나아가 배면 비행이나 Slow Roll, Knife-Edge 등과 같은 옆미끄럼짐 기동을 하기 위해 필요한 롤 자세 제어 기법도 제시한다. 마지막으로 표준이 되는 여러 가지 곡예비행 경로들에 대한 시뮬레이션을 수행함으로써 제시된 기법의 성능을 검증한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권4호
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• pp.38-43
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• 2002

본 연구에서는 항공기 날개 표면에서의 공력 하중 분포를 측정하는 풍동 시험 및 모형 설계와 제작에 대한 연구를 수행하였다. 모형 날개에는 총 447개의 압력공을 표면에 수직하게 제작하였으며, 날개 내부에 설치한 압력 tube를 통해 모형 내부에 설치된 총 8개의 EPS modules에 연결하여 PSI-8400 system을 사용 압력 분포를 측정하였다. 풍동 시험은 국방과학연구소 아음속풍동을 사용 50m/sec에서 정속모드로 수행하였다. 시험은 하중분포 예측을 위해 받음각과 옆미끄럼각 변위, 플랩 및 외부장착물 설치에 따른 날개에서의 하중분포 측정을 위해 수행하였다. 본 시험 결과로 항공기 날개 구조 최적 설계 자료로의 활용 및 전산유체역학의 결과 검증에 활용 할 수 있을것으로 판단된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권10호
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• pp.882-887
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• 2012

본 논문은 한국 최초 국산 비행기라 할 수 있는 부활호의 개량 복원을 위하여 부활호 비행기의 공력특성을 연구한 것이다. 공력특성의 예측은 전산유체역학과 풍동시험기법을 적용하였다. 부활호의 기본 형상에 대하여 공력특성을 예측하고 비행기의 자세변화와 조종면 변위각에 따른 공력을 구하였다. 플랩과 엘리베이터의 변위각과 받음각의 변화에 따른 양력, 항력 및 피칭모멘트의 변화를 분석하였고, 에일러론과 러더의 변위각과 옆 미끄럼각의 변화에 따른 측력, 요잉모멘트 및 롤링모멘트의 변화를 분석하여 비행 안정성 및 특성에 대하여 논하였다. 연구 결과 부활호의 공력 특성이 CFD와 풍동시험에서 의미있는 유사한 결과를 얻었으며, 이에 따른 비행시험에서 원활하게 증명이 되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권12호
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• pp.997-1003
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• 2014

무인항공기의 자동이착륙을 성공적으로 수행하기 위해서는 자동 지상활주 제어는 반드시 설계되어야 하는 중요한 부분이다. 이러한 지상활주 제어기를 설계하기 위해서는 정확하고 신뢰도 높은 착륙장치 모델은 반드시 필요하다. 본 연구에서는 착륙장치 모델링을 완성하기 위해서 특별히 착륙장치 측력 모델링을 수행하였다. 조향각 명령을 포함한 Cornering Angle을 계산하여 측력을 모델링하였다. 그리고 모델링된 착륙장치 모델을 포함한 비선형 6자유도 시뮬레이션 환경을 이용하여, 항공기의 바람벡터 방향인 Course Angle 오차를 해소하기 위한 전륜 조향(Nose Wheel Steering)과 러더 조향(Rudder Steering)을 동시에 이용하는 자동 지상활주 제어기를 설계하였다. 설계된 지상활주 제어기를 동일하게 적용하여, 착륙장치 모델을 포함한 시뮬레이션 결과와 실제 무인기를 이용한 자동 지상활주 시험 결과를 비교하였고, 이로써 착륙장치 측력 모델링과 지상활주 제어기의 정확성을 입증하였다.