• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.335-338
• /
• 2007

공대공미사일의 경우 초음속 하에서 고 기동성을 얻기 위하여 고받음각 능력이 요구되어진다. 옆 미끄러짐이 없는 대칭형 세장형 몸체의 경우라도 비대칭 와류는 생성된다. 이러한 비대칭 와류는 불필요한 측력 및 요잉모멘트를 발생시키고 이는 곧 방향 안전성을 저하시킨다. 본 연구는 전산해석을 통하여 초음속유동하에서 세장형 몸체 주변에 발생되는 비대칭와류 모사를 실시하였으며 비대칭 와류의 모사를 위해 선두부에 Bump를 장착하였다. 전산해석 결과 세장형 몸체 주변에 발생하는 비대칭와류를 모사 할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제34권5호
• /
• pp.19-29
• /
• 2006

본 연구에서는 비행중인 유도무기의 기체분리에 대한 수치적 해석을 수행하였다. 기체의 정확한 분리운동을 모사하기 위해 삼차원 공간에서 각각의 물체가 연결되어 움직이는 6자유도 운동방정식을 유도하였으며, 물체를 둘러싼 격자계의 독립적인 처리를 위해 개발된 비정렬 중첩격자기법과 연계하였다. 개발된 해석기법은 유도무기의 받음각이 0도와 5도인 경우의 기체분리운동 해석에 적용되었으며, 이를 통해 본 연구에서의 해석기법이 다중 물체간의 상대운동이 있는 비정상 유동장을 해석하는데 효과적임을 알 수 있었다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
• /
• 한국전산유체공학회 2004년도 추계 학술대회논문집
• /
• pp.47-51
• /
• 2004

Accurate Prediction of a supersonic missile base drag continues to defy even well-rounded CFD codes. In an effort to address the accuracy and predictability of the base drags, the influence of grid system and competitive turbulence models on the base drag is analyzed. Characteristics of some turbulence models is reviewed through incompressible turbulent flow over a flat plate, and performance for the base drag prediction of several turbulence models such as Baldwin-Lomax(B-L), Spalart-Allmaras(S-A), $\kappa-\epsilon$, $\kappa-\omega$ model is assessed. When compressibility correction is injected into the S-A model, prediction accuracy of the base drag is enhanced. The NSWC wind tunnel test data are utilized for comparison of CFD and semi-empirical codes on the accuracy of base drag predictability: they are about equal, but CFD tends to perform better. It is also found that, as angle of attack of a missile with control (ins increases, even the best CFD analysis tool we have lacks the accuracy needed for the base drag prediction.

• 한국항행학회논문지
• /
• 제16권1호
• /
• pp.8-15
• /
• 2012

본 논문에서는 표적이 고정되고 유도탄의 속도가 일정하다고 가정하고, 3차원 공간에서 비행 경로각을 이용하여 비행시간과 충돌각을 동시에 제어하는 호밍 유도법칙을 제안한다. 유도탄 비행궤적의 비행 경로각을 독립변수로 하여 비선형 모델을 구성한다. 제안한 호밍 유도법칙이 종말 종속 충돌각과 비행시간 제어가 가능하며, 목표물에 정확히 도달하는 과정을 보여준다. 그리고 동시공격시나리오에도 적용할 수 있다. 시뮬레이션을 통해 제안한 유도법칙의 성능을 확인한다.

• 한국산학기술학회논문지
• /
• 제9권6호
• /
• pp.1585-1591
• /
• 2008

현재 움직이는 물체의 운동을 제어하기 위해 하중이라는 개념의 사용이 시도되고 있다. 하중이라는 제어 개념으로 불확실성으로 인한 비선형성을 포함한 시스템에서 신뢰성 있는 제어값을 찾기 위해 MIN 설계 방법이 제안되었다. 이러한 MIN설계 방법에서는 기존의 선형화 방법에 의한 상태방정식에서의 제어값을 찾는 문제와 달리 비선형하중 모델에서 직접 제어 값을 찾는 방식을 보이고 있다. 본 논문에서는 미사일 하중 운동역학과 유도 기하학의 비선형 역학을 고려한 하중 제어값을 찾는다. 즉 시선각 또는 미사일의 받음각 변화에 따른 진행방향에 대한 미사일의 속도 조건을 만족하기 위한 제어값과 표적을 따라가기 위한 선회 각도을 위한 제어값을 구한다. 즉 본 논문에서는 미사일 시스템과 추적 동역학에서 하중 제어값을 구해본다. 이렇게 구해진 하중 제어값으로 유도 제어 법칙을 비선형 시스템에서 직접 쉽게 구할 수 있음을 확인해 보았다.

• 한국인터넷방송통신학회논문지
• /
• 제19권3호
• /
• pp.185-191
• /
• 2019

현대전에서는 다중 적기 편대가 침공할 경우 이를 무력화시키기 위해 지대공미사일 발사포대의 미사일로 효과적이면서도 빠르게 위협을 최소화시키는 전략이 필수적이다. 이 문제에 대해 Pan et al.은 유전자 알고리즘을 적용하여 해를 구하고자 하였으나 최적 해를 구하는데 실패하였다. 본 논문에서는 각 미사일 발사포대 가용 미사일의 75%로 고위협 목표물을 우선하여 파괴시키는 전략으로 초기 실현 가능 해를 구하였다. 다음으로 각 발사포대에 배정된 미사일 1발을 감소시켜 총 위협을 보다 감소시킬 수 있는 다른 목표물로 이동시키는 최적화 기법을 제안하였다. 실험 결과 제안된 알고리즘은 다항시간 수행 복잡도의 탐욕 알고리즘임에도 불구하고 메타휴리스틱 기법인 유전자 알고리즘에 비해 해를 개선하는 결과를 얻었다.

• 한국군사과학기술학회지
• /
• 제15권1호
• /
• pp.101-110
• /
• 2012

The side jet effects between jet flow and free-stream on a missile body were investigated by experimentally and numerically for modeling aerodynamic coefficients in pitch plane. K-factors for normal force and pitching moment were introduced to estimate the side jet effects. The main parameters of the jet interaction phenomena were angle of attack, jet pressure ratio, Mach number and jet bank angle. The K-factors for normal force coefficient and pitching moment coefficients in pitch plane were analysed.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
• /
• 한국전산유체공학회 2010년 춘계학술대회논문집
• /
• pp.308-314
• /
• 2010

In this study, NASA test model with four cruciform fins is utilized to validate the in-house code. Sur face pressure distribution and aerodynamic coefficients are compared with experimental data. Through extensive validation work, it is verified that the code has capability to predict aerodynamic characteristics of missile configuration. In inviscid analysis through a relatively low computational time, analysis result close to experimental data can be confirmed. However, at high angle of attack more than 20 degree, the accuracy of analysis is gradually decreased due to massive separation. In addition, it has been seen that Reynolds number, turbulence model and numerical method have effects on body vortices and aerodynamic characteristics.

• 한국군사과학기술학회지
• /
• 제2권2호
• /
• pp.61-69
• /
• 1999

A dynamic stability test was performed to determine dynamic stability derivatives for the pure pitching motion of air-to-ground missile model in the low speed wind tunnel. The free vibration technique was employed to acquire oscillation characteristics of the model for damping coefficients. Damping coefficients are obtained by the method of logarithmic decrement. Results show good damping effects and stability capability at Mach numbers 0.1 and 0.2, with the angle of attack ranging from -15 to +20 degrees.

• 한국군사과학기술학회지
• /
• 제22권3호
• /
• pp.360-368
• /
• 2019

A study on aerodynamic modeling was performed to predict the hinge moments required for initial design of missile. Fin aerodynamic coefficients were modeled using the equivalent angle of attack method based on the wind tunnel test. In addition, CFD analysis was performed to calculate the dynamic pressure around the body and improve the accuracy of aerodynamic coefficients. The aerodynamic coefficient accuracy was verified by comparisons of the coefficient acquired from wind tunnel test and prediction of flow conditions, not involved in the model built-up. It was confirmed that fin aerodynamic coefficients can be predicted effectively by using the proposed method.