• 항공우주기술
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• 제12권2호
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• pp.180-185
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• 2013

본 연구에서는 공기역학적 성능을 고려하여 인간의 힘만으로 이륙할 수 있는 초경량 인간동력 항공기의 개념설계를 수행하였다. 이를 위해 조종사를 포함한 항공기 전체 무게를 결정한 이후 적절한 익형을 선정하여 주날개/보조날개를 설계하였다. 설계된 비행기의 형상을 기초로 3차원 전산해석을 하였으며, 이를 통해 양력/항력 등의 성능계수 및 항공기 무게 중심(CG)에 대한 계산을 수행하였다. 그 결과 비행기의 양력 및 추력이 양력 및 추력의 제한 조건을 만족하였다. 또한 비행기의 무게 중심(CG)이 주익의 공력 중심(AC)에 위치함으로써 26%의 정적 안정성이 보장되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권10호
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• pp.765-772
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• 2020

항공기의 임무수행 시간을 연장하기 위해 도입된 공중급유를 수행하기 위해서는 두 항공기간의 랑데부 기동이 필수적으로 요구된다. 본 논문에서는 공중급유를 위해 가변 추적유도법칙을 이용한 랑데부 유도기법을 다룬다. 르야프노프 안정성 이론을 이용하여 가변 추적유도법칙 기반 랑데부 유도기법을 설계하였다. 제안한 유도기법은 두 항공기가 일정한 속력으로 비행하고 있을 때, 두 항공기 간의 헤딩각이 일치하도록 작동하여 랑데부 기동을 수행하도록 한다. 수치 시뮬레이션을 통해 제안한 랑데부 유도기법의 성능을 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권9호
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• pp.9-15
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• 2005

국방과학연구소 풍동실험실에서는 회전익 항공기 개발에 소요되는 관련 풍동시험 기법의 확립과 형상연구 관련 시험자료의 확보를 위한 실험적 연구를 수행하였다. 본 연구는 회전익 항공기 동체구성품의 형상조합에 따른 항력증분과 안정성 평가를 위한 공기역학적 특성의 추출을 목적으로 하였으며, 풍동시험에는 모듈화된 1:8 축척의 회전익 항공기 동체형상과 500 rpm으로 회전하는 로터허브의 부분모형이 사용되었다. 시험결과들을 기존의 유사 항공기 시험결과들과 비교하였으며, 기존 연구결과들과 잘 부합됨을 확인하였다.

• 한국지능시스템학회논문지
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• 제25권2호
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• pp.168-173
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• 2015

비행 시 외부 조건에 따라 비선형시변 동적특성을 갖는 항공기의 비행제어는 종 제어(longitudinal control)와 횡 제어(lateral control)로 나눌 수 있으며, 종 제어는 승강키(elevator)에 의한 피치(pitch)값, 횡 제어는 에일러론(aileron)에 의한 롤(roll)값과 방향키(rudder)에 의한 요(yaw)값들을 제어대상으로 삼는다. 현재까지 항공기의 안정성, 조종성 그리고 기동성을 보장하기 위한 제어시스템 개발에 많은 연구들이 활발히 진행되어 왔으나, 최근에는 다양하고 복잡한 풍동실험과 환경실험들을 필요로 하는 기존연구들과는 다른 항공기의 지능제어시스템 개발에 관련된 연구들이 이루어지고 있다. 본 논문은 대표적인 지능제어방식인 Interval Type-2 퍼지논리기법에 의한 항공기 종 제어시스템을 제시하고 F-4 제트전투기의 컴퓨터 모의실험을 통해 그 효용성을 입증한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권12호
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• pp.1071-1086
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• 2016

항공기는 결빙, 난기류, 낙뢰 등 환경적 요인에 의해 안전성을 위협받는다. 그 중 낙뢰는 항공기에 강한 전류와 전압을 유입시켜 고온의 열과 자기장을 발생시키므로 항공기 안정성에 큰 위협이 된다. 본 연구에서는 낙뢰의 발생원리 및 항공기 낙뢰 피격 메카니즘을 설명하고 항공기에 대한 낙뢰의 직접, 간접 영향성을 다룬다. 먼저 항공기 낙뢰 지침서인 ARP를 분석하여 항공기 낙뢰모사와 부착위치에 대한 분석을 진행하였으며, 이를 전산 시뮬레이션에 적용하였다. 또한 ABAQUS 소프트웨어를 활용한 열적, 전기적 시뮬레이션을 통해 연료탱크의 낙뢰 영향성 분석 및 낙뢰보호시스템 설계를 진행하였다. 그리고 Maxwell 방정식에 기초한 EMA3D 소프트웨어를 활용하여 항공기 전기체의 전류 흐름에 대한 전산수치해석을 진행하였다.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제1회(2012년)
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• pp.13-16
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• 2012

본 논문에서는 항공기의 제어 안정성(Control Stability)과 조종성(Controllability), 그리고 기계 하중을 줄여 구조와 공기역학적인 안정성을 향상시키기 위해 고양력장치(High-lift Device)인 플랩에 탭이 추가된 익형을 설계하였다. 이 과정에서 한정된 해석자원 때문에 많은 설계조건을 해석하는데 어려움이 있었다. 이를 해결 하기위해 얇은 익형 해석(Thin Airfoil Theory)을 이용하여 지정된 설계구속조건을 통해 시위선을 지정하고 이를 바탕으로 두께를 부여하여 최종적인 익형을 설계하였다. EDISON CFD 2.0 Solver를 이용해 최종 설계한 익형의 성능을 해석하였다. 이를 바탕으로 플랩만 존재하는 익형에 비해 양력손실률이 15%이하로 감소하고, 힌지 모멘트가 최소인 공기역학적 익형을 산출하였다.

• 한국항행학회논문지
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• 제9권2호
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• pp.185-192
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• 2005

본 논문은 스마트 개발 사업의 일환으로 틸트로타 항공기(TR-S4) 비선형 시뮬레이션 모델의 비행성 분석을 수행하였다. TR-S4는 이착륙을 위한 헬리콥터 모드와 천이모드, 고정익 모드로 구분할 수 있다. 본 논문에서는 헬리콥터 모드만 고려하며, 이 모드는 호버링 모드와 전진비행 모드로 구분한다. 비행성 분석은 안정성과 조종성에 영향을 주는 조종입력에 대한 항공기 응답으로 구성된다. 조종사가 정확한 출발기동과 멈춤기동을 할 수 있게 하는 비교적 변위가 작은 운동과 연관되는 단주기 응답특성 파리미터인 bandwidth를 이용하여 비행성을 분석하였다. 안정성 증강장치(SAS)와 자세 제어기를 장착한 6자유도 비선형 시뮬레이션 모델을 이용한 TR-S4 헬리콥터 모드의 비행성은 대부분 ADS-3 규격서의 level 1을 만족하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권3호
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• pp.243-250
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• 2012

본 논문에서는 회전익 유인항공기의 비행성 기준인 ADS-33E-PRF 규정을 회전익 무인항공기에 적용하기 위한 시험방법 및 절차, 그리고 데이터 분석방법에 대해서 기술하였다. 비행특성을 평가하기 위한 대상 모델은 충남대학교에서 보유한 실험용 회전익 무인항공기 CNUHELI-020이며 종/횡/방향축 선형모델을 사용하였다. 비행특성을 평가하기 위한 요구 조건은 공중 제자리비행 및 저속비행 요구조건 중 미소진폭크기 자세변화와 중간진폭크기 자세변화이며, 종/횡방향축에 대해서 공중 정지비행시 비행특성을 평가하였다. 규정에 근거한 비행성 평가결과, 대상 무인항공기는 해당 비행영역에서 대부분 Level 1의 비행성을 갖는 것으로 파악되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권11호
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• pp.911-925
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• 2020

항공기 결빙 보호장치는 항공기의 Window Shield 및 Engine Inlet, Wing 등에 적용되어 운용 중 발생할 수 있는 항공기와 센서의 표면 결빙으로 부터 항공기를 보호한다. 표면에 증식된 결빙은 항공기의 조종 안정성을 저하시키고 대기자료 프로브의 오작동을 일으킴으로써 심각한 사고의 원인이 되기도 하는데, 이를 방지하기 위하여 다양한 방식의 결빙 보호장치가 개발되었다. Electrothermal 방식은 비교적 간단한 구조이고 에너지 효율을 높이는 데 유리하여 가장 많이 사용되는 항공기 결빙 보호장치로 자리매김하고 있다. 본 리뷰 논문에서는 대표적인 결빙 보호장치인 Hot-air 및 Electro-thermal 방식을 집중적으로 분석하였고, 기술 현황과 적용 사례를 바탕으로 결빙 보호장치의 전망에 대해 고찰하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권2호
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• pp.162-169
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• 2011

현대의 고성능 전투기는 공력성능 및 조종성능의 향상을 위하여 대부분 세로축 방향으로 항공기를 불안정하게 설계하는 정안정성 완화 개념을 채택하고 있다. 항공기는 비행제어법칙에 필요한 피치, 롤, 요우각속도, 수직가속도와 같은 항공기 상태정보를 각속도(RSA: Rate Sensor Assembly)와 가속도센서(ASA: Acceleration Sensor Assembly)로부터 획득한다. 항공기에 적용되는 센서는 항공기의 안전을 보장하는 최소한의 허용 가능한 측정 오차를 갖지만, 잡음, 오프셋 등과 같은 허용 범위내의 오차로 인하여 원하지 않는 항공기 운동을 발생시킨다. 비행시험 결과, ASA의 허용 범위내의 측정 오차는 1g 수평비행시에 원하지 않는 기수 숙임 현상을 일으켰다. 본 논문에서는 이러한 오차로 인하여 발생하는 기수 숙임 현상을 개선하기 위해 1g 수평비행 조건에 피치자세각 궤환을 세로축 제어법칙에 적용하였다. 비행시험 결과, 피차자세각 궤환은 1g 수평 비행 시에 기수 숙임현상을 제거하고 항공기의 기본적인 안정성에는 영향을 미치지 않는다는 것을 확인할 수 있었다.