• 한국항공우주학회지
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• 제35권4호
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• pp.295-301
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• 2007

본 연구에서는 조종면이 있는 날개에 유격 비선형을 고려한 공탄성 해석을 수행하였다. 천음속에서 충격파와 같은 공기력 비선형성을 고려하기 위하여 천음속미소교란 방정식을 이용하여 비정상 공기력 해석을 수행하였다. 구조 비선형 모델의 모드 접근법을 적용하기 위하여 가상질량법을 적용하였다. 비선형 공탄성 방정식의 시간 응답을 얻기 위하여 연계 시간 적분법을 적용하였다. 이러한 방법들을 통하여 유격 비선형성과 공기력 비선형성을 동시에 고려할 수 있는 효율적인 공탄성 해석을 수행하였다. 해석모델은 조종면이 있는 3차원 날개를 선택하였다. 아음속 및 천음속 영역에서 구조 비선형을 고려한 공탄성 해석을 통하여, 공기력 비선형성, 초기 조종면 진폭의 영향과 유격크기가 공탄성 특성에 미치는 영향을 살펴보았다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권5호
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• pp.375-380
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• 2007

연구에서는 주파수 영역 패널법을 이용하여 조종면이 있는 날개의 비선형 공력특성을 해석하였다. 날개의 비선형 공력특성을 해석하기 위해 반복적 캠버변형 기법을 도입하였다. 캠버변형 기법은 기지의 에어포일 공력특성을 이용하여 날개의 비선형 공력특성을 해석한다. 날개의 한 단면에서의 에어포일 캠버변형이 날개의 다른 단면에 미치는 영향은 다차원 뉴턴 반복법을 사용하여 고려하였다. 해석결과를 실험값과 비교하여 본 방법의 유효함을 보였다. 본 방법은 많은 계산 자원을 요하지 않으면서 신속하게 날개의 비선형 공력특성을 예측할 수 있어 항공기 설계 초기 단계에서 유용할 것으로 생각된다.

• 한국소음진동공학회논문집
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• 제15권7호
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• pp.813-820
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• 2005

A deployable missile control fin has some structural nonlinearities because of the worn or loose hinges and the manufacturing tolerance. The structural nonlinearity cannot be eliminated completely, and exerts significant effects on the static and dynamic characteristics of the control fin. Thus, It is important to establish the accurate deployable missile control fin model. In the present study, the nonlinear dynamic model of 4he deployable missile control fin is developed using a substructure synthesis method. The deployable missile control fin can be subdivided Into two substructures represented by linear dynamic models and a nonlinear hinge with structural nonlinearities. The nonlinear hinge model is established by using a system identification method, and the substructure modes are improved using the Frequency Response Method. A substructure synthesis method Is expanded to couple the substructure models and the nonlinear hinge model, and the nonlinear dynamic model of the fin is developed. Finally, the established nonlinear dynamic model of the deployable missile control fin is verified by dynamic tests. The established model is In good agreement with test results, showing that the present approach is useful in aeroelastic stability analyses such as time-domain nonlinear flutter analysis.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제20권3호
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• pp.376-383
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• 2017

This paper describes the gyroscopic stability and the drag characteristics of the smart munition with a course correction fuze(CCF). A ballistic analysis was conducted to figure out the effect of the canards on the gyroscopic stability of the projectile. The analysis used the commercial ammunition performance evaluation software: Projectile Design and Analysis System(PRODAS). In particular, we compared the PRODAS analysis results to real field test results to investigate the influence of the CCF mounted projectile. In addition, some ballistic simulations were carried out to provide the conditions suitable for wind tunnel tests. Experimental results show that the added drag force by the canards is almost uniform regardless of the Mach number when the projectile is at the normal position where the angle of rotation and the angle of attack are both 0 degrees. However, as the angle of attack of the projectile increases, the additional drag force depends on the deflection of the canards.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권9호
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• pp.708-713
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• 2013

한국항공우주연구원(KARI)은 고고도 전기추진 장기체공 무인기(EAV-3)를 개발하고 있는 중 이다. 우선 고고도 상승 기술 시연을 위한 축소형 비행체 EAV-2H를 개발하였고 EAV-2H로 초도 비행시험을 수행한 결과 측풍에 대한 방향 안정성 및 조종성의 향상이 요구되므로 Advanced Aircraft Analysis(AAA)를 이용한 수직 꼬리날개와 방향타의 재설계를 진행하였다. 방향 조종성을 개선하기위해 방향타의 크기를 기존의 평균 방향타 시위대 수직 꼬리날개 시위 $C_r/C_v(%)=30$을 $C_r/C_v(%)=60$로 늘려 EAV-2H가 가지는 측풍에 대한 방향 조종성(${\beta}(deg)=25^{\circ}$, $v_1(m/sec)=3.54$)을 개선하였다. 또한, 측풍에 의해 발생하는 측력(side force)의 영향을 최소화하기위해 EAV-2H의 수직미익 크기를 기존 대비 15% 줄여(최소한의 방향 안정성 확보, $Cn_{\beta}=0.0588rad^{-1}$), $C_{y_{\beta}}$는 15% $C_{y_r}$는 22% 감소시킴으로써 측풍이 EAV-2H에 미치는 영향을 최소화 하였다. 설계된 EAV-2H의 꼬리날개의 성능은 비행 시험을 통해 검증하였고 그 결과를 적용하여 고고도 장기체공 전기추진 무인기(EAV-3)의 꼬리날개를 설계하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권10호
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• pp.1-6
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• 2006

본 연구에서는 3차원 날개의 실속 특성을 예측하였다. 날개의 실속 특성을 해석하기 위해 반복적 캠버변형 기법을 비평면 양력면 이론에 도입하였다. 반복적 캠버변형 기법은 기지의 2차원 에어포일 데이터를 이용하여 3차원 날개의 실속 특성을 해석한다. 날개의 한 단면에서의 캠버변형이 날개의 다른 단면에 미치는 영향은 다차원 뉴턴 반복법을 사용하여 고려하였다. 해석 결과는 실험값과 타 전산해석 결과와 비교하여 일치되는 결과를 보였다. 본 기법은 비틀림 또는 조종면을 갖는 어떠한 날개에도 적용이 가능하며 또한 날개와 날개의 상호 작용이 있을 때의 실속 특성도 예측 가능하다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2004년도 춘계학술대회
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• pp.1993-1998
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• 2004

The present study was carried out to develop highly efficient RC ornithopter 'Songgolmae' powered by motor and battery. Designed electric ornithopter weighs 277 grams and has 3 channels radio control. 1t 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 radio controlled ornithopter flies its way high into the sky just like a real bird flies.

• 한국항해항만학회:학술대회논문집
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• 한국항해항만학회 2006년도 International Symposium on GPS/GNSS Vol.2
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• pp.447-450
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• 2006

최근 국내외에서 재래식 폭탄의 정확도와 사거리를 향상시킨 정밀 유도 무기에 관한 연구가 활발하게 진행 중에 있다. 국내에서는 국방과학연구소의 주도로 재래식 폭탄에 GAK(GPS Adapter Kit)를 장착하는 연구가 진행 중이다. GAK는 GPS/INS 복합 항법 모듈을 내장한 사거리 연장 유도 키트의 일종으로 폭탄이 투하되면 접혀 있던 날개가 전개되고 이후 날개의 플래퍼론을 구동하여 유도 조종을 수행한다. 복합 항법 모듈은 상용의 MEMS IMU, 내장형 GPS 수신기 및 항법 컴퓨터와 실시간 운영 체제에서 구동되는 항법 소프트웨어로 구성된다. 본 논문에서는 복합 항법 모듈의 비행 시험 결과를 제시하였다. 시험 결과 항법 모듈이 실시간으로 정상적인 동작을 수행하였으며 GPS 유도 폭탄의 유도 조종에 적합한 항법 정보를 제공하였음을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.257-265
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• 2009

본 논문에서는 2차유동손실을 일으키는 주요 요인 중의 하나인 말굽와류의 강도를 감쇄시키기 위해 일반적인 날개 앞전의 형상을 결정하는 변수를 정하고 이를 최적화 하였다. 근사최적설계 기법을 이용최적화를 수행하였다. 유동해석과 최적화 프로그램으로는 $FLUENT^{TM}$과 $iSIGHT^{TM}$를 이용하였다. 최적화 수행결과, 기준 모델의 경우보다 전압력 계수가 약 9.79% 감소하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제13권6호
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• pp.24-33
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• 2009

본 논문에서는 2차유동손실을 일으키는 주요 요인 중의 하나인 말굽와류의 강도를 감쇄시키기 위해 일반적인 날개 앞전의 형상을 결정하는 변수를 정하고 이를 최적화 하였다. 근사최적화 기법을 이용 최적화를 수행하였다. 유동해석과 최적화 프로그램으로는 $FLUENT^{TM}$과 $iSIGHT^{TM}$를 이용하였다. 최적화 수행결과, 기준 모델의 경우에 비해 최적화된 모델의 경우 전압력 계수가 약 9.79% 감소하였다.