• 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.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권3호
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• pp.173-179
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• 2017

본 논문에서는 모션캡쳐 카메라를 사용한 실험을 통해 날갯짓 비행체의 주 날개, 꼬리날개 구동기 특성 분석에 대하여 기술하였다. 실험은 빛이 차단된 실내에서 진행되었고 지그에 기체를 고정하여 날갯짓으로 인한 영향을 줄였다. 주 날개와 꼬리날개 끝단에 마커를 부착하였고 모션캡쳐 카메라는 입력 신호에 대한 각각의 반응을 측정한다. 실험 결과 주 날개는 날갯짓의 주파수에 따라 진폭이 변하는 경향을 보였고, Modified Strip Theory에 실험 결과와 비행체 제원을 적용하여 양력 및 추력 발생 시뮬레이션을 구현 하였다. 꼬리날개는 종 횡축별로 스텝 신호를 인가하여 이에 따른 결과를 2차 전달함수 형태로 정의하였고, 각 축별로 구동기의 구조 차이로 인하여 최종 응답시간, 오버슈트, 최대값 등에서 차이를 나타내는 것을 확인하였다.

• Composites Research
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• 제19권5호
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• pp.12-19
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• 2006

본 논문에서 한국해양연구원에서 개발 중인 20인승급 소형 위그선의 주익 구조 설계 및 해석에 관한 연구를 수행하였다. 경량화를 위해 탄소/에폭시 복합재료를 적용하였으며, 구조 형태는 스킨 스파 폼 샌드위치 구조를 사용하였다. 개념 설계에는 복합재 설계 개념을 반영하였고, 상세 설계 및 경량화 구조 설계에는 상용 유한 요소 코드인 NASTRAN을 이용하여 구조 설계를 수행하였다. 여러 단계의 구조 설계 변경을 통해 최종 구조 설계 결과는 설계 요구 조건을 만족하는 결과임을 확인하였다. 또한 주익을 동체에 고정하기 위해 8개의 고강도 볼트를 이용한 삽입 볼트형 구조가 용이한 장탈과 20넌 이상의 피로 수명의 고려를 통해 채택되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권9호
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• pp.712-722
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• 2018

본 논문에서는 곤충 모방 날갯짓 비행체의 가장 중요한 설계 변수 중 하나인 날개에 대한 파라메트릭 연구에 대해 서술하였다. 추력, 피칭모멘트, 소비전력, 추력 대 전력비의 비교 및 분석을 통해 날개 형상에 대한 실험적 연구를 진행하였다. 힘과 모멘트는 2축 밸런스를 이용하여 측정되었으며 날갯짓 주파수는 홀센서를 이용하여 측정되었다. 날개 형태는 겹 날개 형태를 채택하였으며 이를 통해 Clap and fling 효과를 구현하였다. 기준 날개 형상으로 잠자리의 날개를 선정하였고, 이를 기준으로 가로세로비 및 면적에 대한 실험을 진행하였다. 결과적으로, 가로세로비와 면적이 증가할수록 추력, 피칭모멘트, 소비전력이 증가하는 것을 확인하였다. 또한, 일정 수준 이상의 가로세로비 혹은 면적을 가지는 날개를 메커니즘에 적용하였을 때 메커니즘이 정상적으로 구동되지 않는 것을 확인하였다. 최종적으로 날개 형상 선정은 필요한 최소추력을 만족시키는 날개 중에서 추력 대 전력비를 비교함으로써 이루어졌다. 하지만 추력선과 무게중심의 불일치로 인한 모멘트의 발생으로 안정성을 확보할 수 없었다. 이에 안정성을 확보하기 위해 상단과 하단에 댐퍼를 부착한 실내 비행 시험을 통해 날개의 파라메트릭 연구 결과에 대한 간접적인 성능 검증을 수행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권2호
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• pp.149-156
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• 2007

본 연구에서는 한국의 차세대 해양 운송 시스템 구축의 일환으로 개발 중인 소형 위그선의 주익 및 수평 미익의 구조 설계 및 해석을 수행하였다. 구조안정성과 경량화를 위해 스킨-스파-폼 샌드위치 구조를 채택하였으며 탄소/에폭시 복합재료를 주로 적용하였다. 구조 안전성 및 안정성 평가를 위해 상용 유한 요소 코드인 NASTRAN을 활용하였으며 단계별 구조 설계 변경을 통해 최종 설계 요구 조건을 만족시켰다. 또한 동체와 연결 부위는 용이한 장탈착과 20년 이상의 피로 수명을 보장할 수 있도록 8개의 고강도 볼트를 이용한 삽입 볼트 형태의 구조를 채택하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제16권2호
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• pp.311-324
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• 2015

This study presents computational analyses for low-drag aerodynamic design that are applied to modify a long-endurance UAV. EAV-2 is a test-bed for a hybrid electric power system (fuel cell and solar cell) that was developed by the Korean Aerospace Research Institute (KARI) for use in future long-endurance UAVs. The computational investigation focuses on designing a wing with a reduced drag since this is the main contributor of the aerodynamic drag. The airfoil and wing aspect ratio of the least drag are defined, the fuselage configuration is modified, and raked wingtips are implemented to further reduce the profile and induced drag of EAV-2. The results indicate that the total drag was reduced by 54% relative to EAV-1, which was a small-sized version that was previously developed. In addition, static stabilities can be achieved in the longitudinal and lateral-directional by this low-drag configuration. A long-endurance flight test of 22 hours proves that the low-drag design for EAV-2 is effective and that the average power consumption is lower than the objective cruise powerof 200 Watts.

• 한국소음진동공학회논문집
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• 제24권1호
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• pp.14-20
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• 2014

Recent developments for high altitude, long endurance conventional UAVs(HALE UAVs) have revealed new issues regarding aircraft structure design and analysis. First of all, due to intensive mission requirements, the structures of HALE UAVs have lightweight and very flexible main wing with high aspect ratio, and slender fuselage. For this kind of structures, aeroelastic characteristics are different from conventional aircrafts. Hence, currently developed analysis methods are not suitable to fully understand strucutral dynamics of the very flexible aircraft, and to guarantee structural reliability. Therefore, various structural studies considering nonlinear behaviors which are generally ignored for the conventional aircraft strucutral analyis have been attracting researchers interests. Nonlinear flutter of the very flexible wing is one of the subject to be studied in combination with strong coupling between aeroelastic characteristics and flight dynamics. Herein, as preliminary study, modeling and nonlinear system analysis of the 2D airfoild with torsional nonlinearity have been discussed.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2013년도 추계학술대회 논문집
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• pp.226-231
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• 2013

Recent developments for high altitude, long endurance conventional UAVs (HALE UAVs) have revealed new issues regarding aircraft structure design and analysis. First of all, due to intensive mission requirements, the structures of HALE UAVs have lightweight and very flexible main wing with high aspect ratio, and slender fuselage. For this kind of structures, aeroelastic characteristics are different from conventional aircrafts. Hence, currently developed analysis methods are not suitable to fully understand strucutral dynamics of the very flexible aircraft, and to guarantee structural reliability. Therefore, various structural studies considering nonlinear behaviors which are generally ignored for the conventional aircraft strucutral analyis have been attracting researchers interests. Nonlinear flutter of the very flexible wing is one of the subject to be studied in combination with strong coupling between aeroelastic characteristics and flight dynamics. Herein, as preliminary study, modeling and nonlinear system analysis of the 2D airfoild with torsional nonlinearity have been discussed.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.521-523
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• 2004

The Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) has proposed new vertical take-off and landing (VTOL) aircraft known as the Jet-VTOL aircraft shown in Fig.1. The Jet-VTOL aircraft is based on a canard wing configuration. The aircraft has the clustered lift-fans mounted near the center of gravity for vertical flight, and has the clustered fans mounted beside the vertical tail for cruise flight. Both fans are driven by the core engine mounted inside the aft end of fuselage. The propulsion system is innovative and attractive not to be seen even in the world.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권6호
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• pp.490-497
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• 2017

회전익 항공기에 적용된 주륜완충장치는 착륙계통 장비로서 조종사의 임무 수행에 핵심적인 장비이다. 주륜완충장치는 항공기가 지상에 있을 때 동체를 지지해주며 착륙 시 지면으로부터 오는 충격을 흡수함으로서 조종사 및 병력의 작전 운용능력을 만족시킨다. 그러나 A 항공기 지상 계류 시 항공기의 비대칭 현상과 누유 현상이 발생되었다. 따라서 본 논문에서는 주륜완충장치의 운용 시 발생한 결함사항을 발생원인 별로 분류하고, 각 지적사항에 대한 고장탐구 수행과정을 정리하였다. 또한, 고장탐구 내용을 바탕으로 도출한 설계개선 사항과 개선사항에 대한 검증 결과를 함께 기술하였다.