• 항공우주시스템공학회지
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• 제10권1호
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• pp.59-65
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• 2016

Korea Aerospace Research Institute (KARI) is developing an electric-driven HALE UAV in order to secure system and operational technologies since 2010. Based on the 5 years of flight tests and design experiences of the previously developed electric-driven UAVs, KARI has designed EAV-3, a solar-powered HALE UAV. EAV-3 weighs 53 kg, the structure weight is 21 kg, and features a flexible wing of 19.5 m in span with the aspect ratio of 17.4. Designing the main wing and empennage of the EAV-3 the amount of the bending due to the flexible wing, 404 mm at 1-G flight condition based on T-800 composite material, and side wind effects due to low cruise speed, V_cr = 6 m/sec, are carefully considered. Also, unlike the general aircraft there is no center of gravity shift during the flight. Thus, the static margin cuts down to 28.4% and center of gravity moves back to 31% of the Mean Aerodynamic Chord (MAC) comparing to the previously developed scale-down HALE UAVs, EAV-2 and EAV-2H, to minimize a trim drag and enhance a performance of the EAV-3. The first flight of the EAV-3 has successfully conducted on the July 29, 2015 and the test flight above the altitude 14 km has efficiently achieved on the August 5, 2015 at the Goheung aviation center.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권5호
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• pp.110-116
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• 2003

항공기 기술의 발전에 따라 기체 경량화는 성능에 큰 영향을 미치는 요소로 대두되었으며, 비행 중 도는 지상 계류 중 우박에 의한 표면 손상 문제가 중요한 설계 인자로 부각되었다. 우박은 항공기 운용 안정성 및 비용 면에서 심각한 피해를 입히는 경우가 많다. 대부분의 군용, 상용 항공기의 외부 구조 특히 레이돔, 캐노피 등 전방 부분과 주익, 미익의 앞전 부분은 쉽게 손상을 입는 부분임에도 불구하고, 이에 관한 연구는 활발하지 못했다. 이에 관한 일부 연구도 복합재에 집중되어 왔으며, 금속재에 관한 연구는 미미한 편이다. 본 연구에서는 상용 비선형 동적 수치 해석 코드인 LS-DYNA를 이용하여 ice 재질의 충돌 거동과 박판 알루미늄의 충돌 영향성을 분석하였다. 해석 방법은 유사 실험 자료를 이용하여 검증하였고, 주요 결과를 도표화하여 활용 및 응용 방안을 모색하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제14권spc호
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• pp.39-48
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• 2020

본 논문에서는 풍동 실험을 통해 측정한 소음 결과를 활용하여 실제 비행하는 기체에서 발생되는 소음수준을 예측하고 비행시험을 통해 검증하는 과정을 다루었다. 항공기의 환경소음 평가를 위해서는 일반적으로 국제민간항공기구(이하 ICAO)에서 규정한 절차에 따라 소음시험 및 평가를 수행하게 된다. 본 논문에서는 고정익 및 회전익(멀티콥터)의 특징을 모두 가지고 있는 복합형 기체에 적용이 가능한 환경 소음평가 방안과 실험을 통해 검증한 결과를 제시하였다. 고정익과 회전익 소형 무인기를 활용하여 풍동실험에서 측정한 소음시험 결과를 실제 비행 시험결과로 시뮬레이션 하는 과정을 제시하였다. 또한, ICAO에서 제시하는 비행 운용조건 및 소음 측정 방법을 고려하여 풍동실험을 통한 결과와 실 기체 비행시험을 모두 수행하여 항공기 소음인증을 위한 실효감각소음레벨(EPNL)을 예측 및 고찰하였다.

• 항공우주기술
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• 제12권2호
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• pp.209-220
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• 2013

본 논문에서는 항공우주연구원에서 주최하는 2012년 인간 동력 항공기 시범 경진대회에 참가하기 위하여 제작한 충남대학교 Light Bros. 팀의 Human Powered Aircraft인 Volante 날개에 대한 설계/제작과정과 프로펠러의 설계/제작과정을 기술하였다. 동력장치는 두 개의 프로펠러로 구성되어 있고 베벨기어와 지상에서 작동하게 만들어졌다. 프로펠러의 상태변화와 시간에 따른 동력변화를 측정하여 가장 효율적인 프로펠러는 찾는 것이다. 복합재의 사용과 글라이더 형태의 큰 Aspect Ratio(AR)을 갖는 날개의 하중 해석 및 구조 해석을 수행하였다. 주익 Spar의 모델링 및 구조 해석을 수행한 후 구조 시험을 통해 변위 및 Strain 비교를 수행하였으며 결과적으로 주익의 성능 및 안전성을 확인하였다.

• 한국정밀공학회:학술대회논문집
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• 한국정밀공학회 2003년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.1402-1405
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• 2003

The main object of this study was evaluated by the delamination damage for fiber stacking angle. Therefore, this work need to compare the shape of delamination for a different fiber stacking angie. So this study uses a method of fatigue test which was created [0]$_2$,[+45]$_2$[90]$_2$. The extension of the delamination zone formed between aluminium alloy and glass fiber-adhesive layer were measured by an ultrasonic C-scan image. As a result, the shapes of delamination zone don't depend upon the crack propagation. We could know that the delamination zone grew interaction between stress flow of fiber layer and crack driving force. Hence, the existing study were applied to the stress transfer, fiber bridging effect, delaminantion growth rate should need to the develop useful factor because of change of fiber stacking angle.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제16권3호
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• pp.23-34
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• 2022

UAM (Urban Air Mobility) 항공기에 대한 수요가 세계 각 도시들은 인구집중으로 인한 교통체증 문제로 늘어나고 있다. 세계 각국에서 고정익 날개의 유무와 추진 시스템에 따라 다양한 형태를 가진 항공기가 연구개발을 통해 상용화 준비 중이며, 도심을 비행하고 사람이 탑승하는 유인운송수단이므로 감항증명이 요구된다. UAM 항공기는 복합재 사용 비중 증가, 전기모터 사용, 다양한 전자 장비 탑재 등 낙뢰 및 HIRF 환경에 취약하다. 현재 UAM 항공기에 대한 낙뢰 및 HIRF 환경에서의 인증기술과 지침 및 요건 개발은 미비한 상태이다. 본 연구에서는 미연방항공청(FAA)에서 발행한 AC 20-136B와 AC 20-158A에 나타난 회전익 항공기의 낙뢰 및 HIRF 간접 영향에 대한 적합성 인증 절차를 확인하고 UAM 항공기 전자기 전산 시뮬레이션에 적용하였다. 덕티드 팬 형 UAM 항공기에 대한 낙뢰 및 HIRF 영향성을 전산 시뮬레이션을 통해 분석하였고, 향후 운용될 UAM 항공기의 인증을 위한 실무지침 수립의 근거를 제시하였다.

• 대한기계학회논문집A
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• 제28권3호
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• pp.281-288
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• 2004

The hybrid composite material (Al/GFRP laminates) are applied to the fuselage and wing in a aircraft. Therefore, Al/GFRP laminates suffer from the cyclic bending moments. This study was to evaluate the effect of fiber stacking angle on the fatigue crack propagation and delamination behavior using the relationship between crack growth rate (da/dN) and stress intensity factor range (ΔK) in Al/GFRP laminates under cyclic bending moment. The variable delamination growth behavior in case of three different type of fiber orientations, i.e., [Al/O$_2$/Al], [Al/+45$_2$/Al] and [Al/90$_2$/Al] at the interface of Al layer and glass fiber layer was measured by ultrasonic C-scan images. As results of this study, It represent that the delamination shape should turns out to have more effective characteristics on the fiber stacking angle. The extension of the delamination zone in case of [Al/+45$_2$/Al] and [Al/90$_2$/Al] were not formed along the fatigue crack profile. The shape of delamination zone depend on fiber stacking angle and the variable type with the delamination contour decreased non-linearly toward the crack tip at the Al layer.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제16권6호
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• pp.8-17
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• 2022

항공기 날개에 사용되는 스킨-스트링거 패널은 기계적 체결과 접착 체결로 인하여 응력 집중과 접착 분리가 발생할 수 있다. 이를 고려하여, 3차원 직조 복합재료를 이용해 스킨과 스트링거를 일체시킨 패널을 설계하였다. 본 논문에서는 일체형 패널의 기계적 물성을 예측하기 위하여 기하학적 모델링 기법을 제안하였다. 시편의 기하학적 변수를 측정하고 섬유 다발의 패턴을 함수식으로 정의해 기하학적 모델링을 수행하였다. 이를 검증하기 위하여 iso-strain, iso-stress 가정을 사용한 가중평균모델을 통해 각 부재의 기계적 물성을 예측하고 유한요소해석을 수행해 압축시험 결과와 비교하였다. 제안한 기하학적 모델링 기법을 통해 스킨-스트링거 일체형 패널의 기계적 물성을 실험적 방법보다 효율적으로 예측하였다.

• Smart Structures and Systems
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• 제15권6호
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• pp.1393-1410
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• 2015

An original sensor system based on Fiber Bragg Gratings (FBG) for the strain monitoring of an adaptive wing element is presented in this paper. One of the main aims of the SARISTU project is in fact to measure the shape of a deformable wing for performance optimization. In detail, an Adaptive Trailing Edge (ATE) is monitored chord- and span-wise in order to estimate the deviation between the actual and the desired shape and, then, to allow attaining a prediction of the real aerodynamic behavior with respect to the expected one. The integration of a sensor system is not trivial: it has to fit inside the available room and to comply with the primary issue of the FBG protection. Moreover, dealing with morphing structures, large deformations are expected and a certain modulation is necessary to keep the measured strain inside the permissible measure range. In what follows, the mathematical model of an original FBG-based structural sensor system is presented, designed to evaluate the chord-wise strain of an Adaptive Trailing Edge device. Numerical and experimental results are compared, using a proof-of-concept setup. Further investigations aimed at improving the sensor capabilities, were finally addressed. The elasticity of the sensor structure was exploited to enlarge both the measurement and the linearity range. An optimisation process was then implemented to find out an optimal thickness distribution of the sensor system in order to alleviate the strain level within the referred component.

• 전자공학회논문지
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• 제50권9호
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• pp.46-51
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• 2013

본 논문에는 무인항공기에 장착된 UHF 안테나의 최적 위치 및 형상이 다양한 위치에서 EM 시뮬레이션을 통하여 분석되어져 있다. EM 시뮬레이션을 위하여 FEKO를 이용하였다. 시뮬레이션의 복잡도를 줄이고 분석시간과 메모리 이용도를 최소화하기 위하여 비행체의 복합체 구조를 레이돔 구조를 제외하고 PEC 모델로 간략화 하였다. 시뮬레이션은 무인항공기의 날개와 Ventral Fin 위치에서 수행되어 졌고, 안테나 형상은 모노폴, 다이폴, 굴곡형 모노폴 안테나들을 이용하였다. 모노폴 안테나가 비행체 날개에 장착될 경우, 오른쪽 날개와 왼쪽 날개에 각각 장착되어지기 위하여 두 개의 안테나가 필요하고, 이 두 개의 안테나들은 가시선 데이터링크 지상 안테나에 대한 무인항공기 날개 방향에 따라 전환되어져야 한다. 모노폴 안테나가 Ventral Fin에 장착될 경우, 가시선 데이터링크 지상 안테나에 대한 무인항공기 날개 방향에 상관없이 하나의 안테나로 운용 가능하다. 또한, 안테나 이득도 비행체에 의한 Blockage 감소로 개선되어진다. 안테나 이득은 굴곡형 모노폴 안테나를 이용하여 더욱 더 개선되어 진다. 결론적으로 무인항공기에 장착된 UHF 안테나의 최적 위치 및 형상은 굴곡형 모노폴 안테나를 Ventral Fin 아래에 장착하는 것이다.