• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2007년도 추계 학술대회논문집
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• pp.149-156
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• 2007

A three-dimensional inviscid flow solver has been developed based on unstructured meshes for the simulation of steady and unsteady flowfields around a generic fighter aircraft and for the investigation of the aerodynamic interference between the external stores and the tail surfaces. The flow solver is based on a vertex-centered finite-volume method and an implicit point Gauss-Seidel relaxation scheme. To validate the flow solver, calculations were made for a steady flow and the computed results were compared with experimental data. An unsteady time-accurate computation of the generic fighter aircraft with external stores at transonic flight conditions showed that the external stores cause undesirable vibration on the horizontal tail surface due to the mutual interference between their wake and the horizontal tail surface. It was shown that downward deflection of the trailing edge flap significantly reduces the undesirable interference effect.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제7권3호
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• pp.15-19
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• 2013

Tail wing is important to designing of civil aircrafts, because it is responsible for aircraft stability and control. Tail wing has a role in aircraft control and makes aircraft fly stably without any pilot control input. Also, designing of tail wing determine trim drag force in whole aircraft. Center of gravity(CG) of aircraft travels with various effects as placement of passenger's seats, location of cargo bay, etc. In designing horizontal tail volume, aircraft CG travel has to be considered to have margin so that it should be sized to provide adequate stability and control for the airplane's entire CG range throughout the flight envelope. Finally, it is essential to have sufficient elevator control to perform stall at forward CG for all flaps down configurations. Such stalls establish the FAR stall speed which airplane take-off and landing performance. This paper deals with the process for tail wing design regarding the aircraft CG travel and results for 95-seat type turboprop aircraft.

• 한국항공운항학회지
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• 제17권4호
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• pp.70-75
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• 2009

According to the aviation statistics, tail strike incidents and accidents are cyclic. Although many tail strikes occurred during takeoff, these are less than during landing cases. Many cases are related on human factors. In my opinion it is possible to analyze the causes of takeoff tail strikes to some extent. There are major casual factors of tail strike during takeoff such as; (1) Mis-trimmed horizontal stabilizer (2) premature rotation prior to $V_R$ (3) Excessive pitch up rate during rotation (4) Improper use of the flight director. Among these causes improper use of flight director is excluded in this paper because it is recommended that pilot should use flight director after airborne. So I analyzed the other three causes as following. Firstly, because mis-trimmed stabilizer is related to center of gravity(CG), the relationship between stabilizer and CG is reviewed. Secondly, concerned premature rotation prior to $V_R$ I reviewed the background of rotation speed($V_R$) establishment and analyzed theoretically what speed leads to tail strikes. Thirdly, concerning excessive pitch up rate during rotation I analyzed what excessive pitch up rate can decrease ground clearance while using FDR data.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권9호
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• pp.823-831
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• 2011

항공기 탑재 장비의 발달에 따라서 기존 운용 중인 항공기에 새로이 개발된 외부장착물을 추가하거나 교체하는 경우가 빈번히 발생하고 있다. 외부 장착물의 추가 및 변경은 기존 항공기의 전체적인 공력특성을 심각하게 변화시킬 수 있다. 따라서 요구되는 장착물 배열, 형상에 따른 유동 및 공탄성 현상의 파악은 항공기 개발단계 및 항공무장의 추가적인 개발 시 필수적으로 요구된다. 본 연구는 유체-공력 연계기법을 이용, 외부장착물의 형상에 따른 F-5 항공기 수평미익의 공탄성 특성변화에 대하여 검토하였다. 공기력 계산을 위하여 FLUENT 코드를, 구조 동특성 해석을 위하여 ABAQUS 코드를 사용하였으며, 전역지지 방사기저함수를 적용한 Code-bridge를 이용하여 입력 자료의 보간 및 사상을 수행하였다. 해석 결과 고려된 비행조건에서 외부장착물의 형상에 따른 수평미익의 공탄성 특성에 미소한 차이는 있었으나 플러터는 발생하지 않는 것으로 나타났다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권3호
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• pp.211-219
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• 2008

본 연구에서는 삼차원 비정렬 비점성 유동 해석 코드를 이용하여 전투기 형상의 외부 장착물이 꼬리 날개에 미치는 공력 간섭효과에 대한 연구를 수행하였다. 수치적 기법으로는 격자점 중심(vertex-centered)에 기초한 유한체적법과 시간 적분을 위한 내재적인 point Gauss-Seidel 반복 계산법을 사용하였다. 해석 코드의 검증을 위해 전투기 형상에 대한 정상 유동 계산을 수행하였으며 결과를 실험 데이터와 비교하였다. 외부 장착물의 후류(wake)를 정확히 포착하기 위해 예상되는 후류 영역에 대해 국부적인 격자 조밀화를 수행하였으며 천음속 영역에서의 비정상 유동 해석을 통해 외부 장착물에서 발생하는 후류가 수평꼬리날개에 미치는 간섭효과를 확인하였다. 공력 간섭효과를 감소시키기 위한 대안으로는 뒷전 플랩 꺽임각(trailing edge flap deflection)을 고려하였으며 이에 대한 정량적인 감소효과를 제시하였다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1991년도 한국자동제어학술회의논문집(국내학술편); KOEX, Seoul; 22-24 Oct. 1991
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• pp.889-893
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• 1991

This paper describe the mathematical model of helicopter rotor, which is suitable for the calculation of trim condition to develop the stability and control. The mathematical model is a nonlinear, total force and moment model of a single main rotor helicopter. The effects of fuselage, tail rotor, horizontal tail, and vertical tail are included. The phase angle and stick displacement are obtained and compared at the trim condition.

• 한국생산제조학회지
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• 제20권1호
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• pp.23-27
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• 2011

This study analyzes about the variation of pressure and stream velocity according to the movement of tail wing. The pressure at the front part of airplane becomes lower than at the rear part and the stream velocity has decreased by being bumped against the wing of airplane. The pressure at the front part of rudder becomes higher than at its rear part according to the movement of rudder among the tail wings of airplane. The more stream velocity becomes decreased, the more rudder spreads out. As the tail wing of airplane folds, the pressure at its front part becomes higher. And the pressure at its rear part becomes lower than at its front part. The more tail wing of airplane folds, the more stream velocity becomes decreased.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제20권8호
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• pp.579-585
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• 2019

수중 표적의 탐지 효율을 증대시키기 위하여 능동 예인 음탐기는 적정 심도에서 바른 자세로 예인 되어야 한다. 본 연구에서는 능동 예인 음탐기의 꼬리 날개 형상이 예인 자세 및 예인 안정성에 미치는 영향을 확인하기 위하여 축소 모형 실험 2회 및 해상 실험 1회를 수행하고 그 결과를 분석하였다. 축소 모형 실험은 선형 수조에서 꼬리 날개 형상에 따른 속력 별 예인 거동을 측정하였으며, 축소 모형 실험에 활용된 꼬리 날개 형상은 I 형 꼬리 날개 1개와 Y 형 꼬리 날개 4개로 총 2종 5개에 대하여 실험을 수행하였다. 1차 축소 모형 실험에서는 Y형 꼬리 날개가 I 형 꼬리 날개 대비 예인 자세 및 예인 안정성이 우수함을 확인하였다. 2차 축소 모형 실험에서는 Y형 꼬리 날개를 기본으로 수직 꼬리 날개 높이 증가, 하부 수평 꼬리 날개 경사각 적용 형상에 대하여 속력 별 거동 특성을 확인하였으며, 하부 수평 꼬리 날개 경사각 적용 형상이 가장 우수한 성능을 나타내었다. 축소 모형 실험 결과를 검증하기 위해 실물 모형을 제작하여 해상 실험을 수행하였으며, 축소 모형 실험 결과와 유사함을 확인하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제7권3호
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• pp.149-156
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• 2004

In this study, vibration and aeroelastic analyses of a T-tail have been conducted. The structural dynamic computations of the T-tail are performed using MSC/NASTRAN and CFD-based computational aeroelastic analysis method is used to investigate the complex flutter phenomena. The results for vibration and aeroelastic analyses in the frequency and time domains are presented. It is importantly shown that the modal coupling of the torsional mode of vertical-wing and the asymmetric bending mode of horizontal-wing parts can give sensitive effects for the flutter stability of T-tail configurations.

• 대한임베디드공학회논문지
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• 제14권1호
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• pp.25-31
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• 2019

An underwater glider is a type of autonomous unmanned vehicle and it advances using a vertical zig-zag glide. For this purpose, the position of an internal battery is regulated to control its attitude, and the amount of water in a buoyancy bag is regulated to control the depth. Underwater glider is suitable for a long-distance mission for a long time, because the required energy is much smaller than the conventional autonomous unmanned vehicle using propeller propulsion system. In this paper, control of horizontal tail wing is newly added to the conventional battery position and buoyancy control. The performance of the proposed controller is shown through Matlab simulation.