• 한국전자통신학회논문지
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• 제15권6호
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• pp.1055-1060
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• 2020

본 연구는 축소형 항공기의 레이다 단면적 분석 및 측정에 대한 연구이다. 사전에 축소형 항공기에 대한 레이다 단면적 특성을 전자기 해석 툴을 사용하여 분석하고 실제 축소형 항공기를 제작하여 무반사실에서 측정하였다. 측정 시 구모델을 사용하여 RCS 특성의 기준 데이터로 적용하여 실제 축소형 모델의 시험 결과 데이터에 적용하였다. 측정 방법은 시간 게이팅을 적용하여 무반사실 내부에서 산란되는 성분에 대한 영향을 제거하여 측정의 정확성을 향상시켰다. 축소형 모델의 RCS 시험 결과는 사전 해석 결과와 같이 초단파 대역에서 상대적으로 RCS 특성이 높게 측정되었다. 향후 본 연구를 통하여 파장이 상대적으로 큰 VHF/UHF 대역 레이다의 표적에 대한 RCS 분석 및 측정에 대한 특성 기술에 활용할 예정이다.

• 한국융합학회논문지
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• 제9권10호
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• pp.1-6
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• 2018

본 논문은 항공기 축소모델에 장착된 상관형 위상비교 방향 탐지장치의 방위각 측정 정확도에 대해서 기술하였다. 항공기 하부면에 안테나를 설치하면 날개 등에 의한 전파 반사가 일어나서 방위각 측정오차가 발생한다. 본 연구에서는 F-16 전투기 5:1 축소 모델의 하부면에 5개 안테나를 원형으로 배치한 다음에 $0-360^{\circ}$ 방위각에서 $1^{\circ}$ 간격으로 전파를 송신할 때 5개 안테나에 수신되는 전파의 위상을 수치해석으로 구한 다음 상관형 위상비교방식으로 데이터를 융합하여 방위각 측정 정확도를 계산하였다. F-16 전투기 축소 모델의 상관형 위상비교방식의 방위각 측정오차는 신호잡음세기가 3dB 이상인 경우 평균 $1.0^{\circ}$ 이하로 양호하게 나타나서 항공기용 상관형 위상비교 방향 탐지장치 설계에 매우 유용하게 활용할 수 있을 것으로 판단된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권9호
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• pp.714-719
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• 2013

본 연구 대상 터보 프롭 항공기는 주어진 항공기 임무 수행을 위해 결빙 조건하에서도 운용이 가능하여야 한다. 동 연구에 적용된 터보 항공기의 공기 흡입구 계통은 정상 비행조건하에서 엔진 입구에 최대 전압력을 공급할 수 있도록 설계 및 검증이 되어야 할 뿐만 아니라 결빙조건하에서 생길 수 있는 얼음과 같은 입자가 엔진 흡입구 망으로 들어가서 엔진 화염꺼짐이나 엔진에 심각한 손상을 주지 않도록 하기 위한 관성분리기를 포함하도록 개발이 되어야 한다. 따라서 결빙 조건하에서 형상이 변하는 가변형상의 공기흡입구 조립체를 설계하고 설계 결과 확인을 위해 조립체에 대한 전산 유동 및 구조해석을 수행하였다. 이후 35% 축소형 모델을 제작하여 풍동시험을 수행하였다. 동 논문에서는 흡입구 조립체 개발과정에서 요구되는 공기역학적 설계, 잔산 유동/구조 해석 및 풍동 시험평가 결과를 기술하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권8호
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• pp.56-64
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• 2005

모형헬리콥터를 이용한 무인항공기 설계를 위해 비선형 형태의 수학적 모델이 선행되어야 한다. 모형헬리콥터는 실기 헬리콥터에 비해 회전수가 훨씬 높으며 따라서 동특성도 실물기에 비해 훨씬 빠르다는 차이점이 있다. 본 논문에서는 축소형 헬리콥터의 수학적 모델링에 필요한 정식화과정으로서 복잡성을 최소화하면서도 실제의 동특성에 잘 부합하도록 각 구성요소별로 계산한 후 전체로 합산하는 방법을 제시하였다. 제자리 비행과 전진비행에서 수치계산을 통해 트림 값들을 계산하고 제자리 비행조건에서 선형 시스템을 해석하여 모형헬리콥터의 비행모드를 분석하였다. 계산결과 일반적인 경향은 몇 가지 작은 부분 이외에는 대체로 다른 연구결과와 비슷하였다. 이 과정을 검증하기 위해서 비행시험을 수행하여 시스템식별에 의한 결과와 비교하는 연구가 후속 수행될 예정이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.553-556
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• 2009

항공기 부품은 다양한 고도의 운용조건을 만족해야 하므로 고고도 성능평가는 필수적이다. 본 연구에서는 가스터빈 엔진의 고공 점화특성을 확인하기 위하여 실물형 보조동력장치를 바탕으로 축소형 모델 연소기를 설계, 제작하여 22,000ft에 해당하는 대기온도 조건을 모사, 점화실험을 수행하였다. 저온 환경 모사를 위해 공기 공급배관에 열교환기를 설치하였고 냉각제로는 드라이아이스를 사용하였다. 실험결과 연소기로 공급되는 공기의 온도가 낮아질수록 점화가 가능한 공기과잉 구간은 감소하였음을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권3호
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• pp.17-26
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• 2002

훈련기의 1/12 축소 날개반쪽 모델 및 1/16 축소 완제기 전체모델에 날개끝 불어내기 방향이 다른 3가지 슬롯(전방 35도 방향, 날개방향, 후방35도 방향)을 장착하고, 또한 3가지 불어내기 운동량 계수 (0. 004, 0.009, 0.017)의 변화를 받음각의 증가에 따라 양력과 항력의 공력특성의 변화를 비교하였고, 반쪽모델에서는 전체모델과 같은 방법으로 날개 윗면의 압력을 측정하여 기본형과 비교하였다. 실험결과 날개방향으로 불어내기를 하였을 경우와 불어내기 운동량 계수가 0.017인 경우가 가장 큰 항력감소와 양항비의 증가를 나타냈으며, 받음각 8도에서 가장 큰 항력감소율과 양항비 증가율이 있었음을 알 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권1호
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• pp.37-46
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• 2014

본 논문에서는 지상 주행과 비행이 가능한 이중모드 PAV의 무인 축소모델 개념설계 및 개발시험 과정에 관하여 기술하였다. 운용 요구도를 검토한 결과 멀티로터 형상에 나셀틸트 기능을 결합한 쿼드 틸트 프롭형 비행체가 제안되었다. 프로펠러 추진을 위한 모터와 주행을 위한 구동장치를 하나의 나셀에 집적하고, 나셀 틸트 구조에 의해 비행 및 주행모드의 변경이 가능하도록 구현하였다. 개념설계를 통해 주요 설계변수와 초기 제원이 확정되었고, 비행모드 및 주행모드 시험용 플랫폼을 제작하여 기능시험을 수행하였다.

• 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.