• 한국항공우주학회지
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• 제34권4호
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• pp.25-32
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• 2006

현대의 고성능 전투기는 공력성능 및 조종성능의 향상을 위하여 대부분 세로축 방향으로 항공기를 불안정하게 설계하는 정안정성 완화(Relaxed Static Stability) 개념을 채택하고 있다. 비행제어법칙의 설계 작업은 불안정하게 설계된 항공기에 안정성(Stability)을 부여하고, 주어진 비행임무에 대하여 만족스런 조종성능(Controllability)을 발휘할 수 있도록 비행성능을 조작하는 일련의 과정이다. 항공기의 세로축 운동은 장주기 및 단주기 운동이라는 2개의 감쇠진동 모드가 중첩되어 있다고 간주한다. 전투기에서 세로축 제어법칙설계는 장주기 모드가 설계대상으로 고려되지 않으며, 미 군사규격인 MIL-F-8785C에 정의되어 있는 단주기 모드(Short Period Mode)의 요구조건을 이용하여 주파수와 감쇠비를 최적화한다. 이 때, 제어법칙이 포함된 고차시스템을 저차 등가시스템으로 등가 시켜 판별한다. 현재까지 항공기의 단주기 운동 특성에 관한 연구는 활발하게 진행되어 왔으나, 장주기 운동 특성에 관한 연구는 그렇지 못하였다. 본 논문에서는 T-50 훈련기의 장주기 모드 운동 특성을 분석하기 위해 선형 및 비선형해석을 수행하였으며, 받음각제한기 및 자동 피치자세각 트림 명령이 세로축 운동에 미치는 영향성을 분석하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권6호
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• pp.83-91
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• 2006

현대의 고성능 전투기는 공력성능 및 조종성능의 향상을 위하여 대부분 세로축 방향으로 항공기를 불안정하게 설계하는 정안정성 완화 개념을 채택하고 있다. 비행제어법칙의 설계 작업은 불안정하게 설계된 항공기에 안정성을 부여하고, 주어진 비행임무에 대하여 만족스런 조종성능을 발휘할 수 있도록 비행성능을 조작하는 일련의 과정이다. 세로축 무게중심은 무장형상, 연료상태 및 착륙장치의 위치에 영향을 받으며 항공기 안정성에 많은 영향을 미친다. 따라서 무게중심의 이동은 세로축 안정도 여유에 영향을 미친다. 본 논문에서는 운용 시에 발생 가능한 최대 후방 무게중심에 대해 항공기 안정성을 해석하였고, 비행시험을 통해 최종적으로 검증하였다. 선형해석 항목은 세로축 단주기 모드 특성 및 안정도 여유에 관하여 행하였으며, 비선형 해석 항목은 단주기 모드를 해석하기 위해 세로축 가진 입력에 대한 항공기 응답특성을 분석하였다. 또한, 최대 후방 무게중심에서 수행된 고받음각 비행시험 자료를 제시함으로써 T-50 고등훈련기의 비행 안정성을 제시하였다.

• 대한조선학회지
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• 제26권3호
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• pp.29-40
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• 1989

고효율 및 캐비테이션 특성이 우수한 프로펠러 날개단면을 개발하기 위한 일련의 설계 제작 시험 및 해석과정을 기술하였다. 여러 날개단면의 양력-항력곡선과 캐비테이션 특징을 비교하기 위하여 11개의 2차원 날개 단면을 설계 제작 시험하였다. 개발된 단면(KH18 단면)은 양력-항력 곡선과 캐비티 초생 곡선에서 기존 단면에 비하여 폭이 넓기 때문에 불균일한 선미후류에서 작동하는 프로펠러의 날개 단면으로서 적합하리라 생각된다. 개방단면을 사용한 프로펠러 설계법을 제시하였다. 코오드 방향 부하분포 형상이 프로펠로 성능에 미치는 영향을 고찰하기 위하여 3가지 기준 부하 형상에 대한 프로펠러를 각각 설계하였다. 또한 날개단면이 프로펠러 성능에 미치는 영향을 비교하기 위하여 기존 날개단면만을 사용한 프로펠러를 2개 설계하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권5호
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• pp.367-375
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• 2017

본 연구에서는 초음속 영역에서의 해머헤드형 노즈 페어링을 포함하고 있는 발사체 선두부에 대한 RANS 전산해석을 수행하였다. 층류, 완전 난류, 천이 모델을 이용한 2차원 축대칭 해석을 수행하여 실험 결과와 비교하였다. 레이놀즈수의 변화에 따라서 다른 유동현상이 나타남을 확인하였다. 높은 레이놀즈수에서는 경계층이 난류가 되어 발사체 표면에서 박리가 되지 않는다. 낮은 레이놀즈수 조건에서는 해머헤드형 노즈 페어링의 팽창-압축 모서리에서 경계층의 박리와 재부착으로 층류 박리 거품이 만들어진다. 받음각이 있는 3차원 계산에서 층류 박리 거품으로 발생되는 와류 구조를 확인할 수 있었다. 레이놀즈수에 따른 박리 거품을 예측하기 위해서 난류 천이를 고려해야 함을 확인할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권2호
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• pp.93-101
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• 2022

실속, 결빙, 센서 이상 등으로 인해 일어나는 제어불능 또는 비정상 비행 상황은 항공기의 추락으로 이어지기 때문에 필수적으로 대비해야 한다. 이와 관련해 비정상 비행 상황에서 항공기의 동적 특성을 정확하게 파악하는 것은 매우 중요하다. 본 논문에서는 일시적인 센서 이상이 발생한 고받음각의 비정상 비행상태 항공기에 대해서 기존의 칼만 필터 기반의 시스템 식별법 대비 보다 효과적인 적응 차수 조노토픽 칼만 필터와 이동창-최소자승법을 활용한 시스템 식별법을 제시하였다. 제안한 방법을 실제 비행 데이터에 적용하고 그 성능을 기존 연구 결과와 비교하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권6호
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• pp.429-439
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• 2013

본 연구에서는 로터 성능 해석을 위한 로터 성능 해석자를 개발하고 이를 사용하여 방풍 구조물 내부의 로터 성능 해석을 수행하였다. 로터 성능 해석자는 깃요소 이론 기반의 actuator disk model을 사용한 해석자를 사용하였다. 또한, 주변의 구조물로 인한 로터 하중의 비대칭성을 고려하기 위해 깃요소 이론에서 블레이드의 flapping 운동에 대한 해석을 수행하여 유효받음각 계산에 적용하였다. 개발된 해석자를 사용하여 바닥면과 벽면에 의한 로터 성능 변화에 관한 연구와 비교 검증을 수행하였다. 방풍 구조물 형상에 따른 로터 성능 해석을 통해 방풍 구조물에 의한 로터 성능 감소 현상을 확인하였다. 이를 통해 방풍 구조물이 없는 경우 대비 95% 이상의 로터 성능 비를 가지는 방풍 구조물의 유출입덕트 면적을 제안하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권6호
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• pp.489-495
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• 2007

표준 동역학 모델의 피치 동안정미계수를 측정하기 위한 실험적 연구가 아음속 풍동에서 수행되었다. 모델은 트리거 신호가 주어지면 직류형 서보모터에 의하여 일정한 진폭과 주파수로 상, 하 피치운동을 시작하며, 동시에 25 사이클 동안의 데이터가 자료획득시스템에 저장된다. 동안정미계수 계산에 필요한 위상차는 기준입력 신호와 모델의 무게중심에 장착된 밸런스로부터 나오는 출력신호의 최대 정점과의 위상변화로부터 얻어졌다. 또한 Stabilator의 동안정미계수에 대한 영향은 조종면을 변위시키면서 측정하였다. 본 실험을 위해 독창적으로 제작된 모델의 구동장치 및 실험장치가 다른 연구와 다른데도 불구하고 실험결과는 받음각 변화에 따른 동안정미계수의 변화 경향성이 TPI, NAE, 그리고 FFA의 연구결과와 비교적 잘 일치함을 확인하였다.

• 한국수산과학회지
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• 제20권2호
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• pp.114-118
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• 1987

단순만곡형과 Super-V형 전개판의 성능을 비교하기 위하여 모형실험을 실시하였다. 모형전개판은 두께 1mm되는 철판으로써 제작하였으며, 단순만곡형은 만곡도 $12\%$, 평면투영면적 $432cm^2$되게, Super V형은 횡단면의 양곡도가 어디서나 $12\%$되고 평면 투영면적은 $436cm^2$되게 하였다. 실험은 측정의 결과, 단순만곡형은 최대 유교진행각도가 $25^{\circ}$이고, 그 때의 전개력계수는 1.47, 항력계수는 0.42이며, Super-V형은 그것이 각각 $20^{\circ},\;1.40,\;0.40$으로서 유체역학적성능은 단순만곡형이 다소 우수하다고 판단된다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제12권4호
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• pp.57-63
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• 2018

적외선 온도 측정 기법은 비접촉식 방법으로 모형의 표면 온도를 가시화할 수 있는 기법이다. 그러나 획득할 수 있는 결과는 2차원 온도 결과로 정량적인 결과를 획득하기에는 한계가 있다. 본 연구는 3차원 매핑 기법을 적외선 온도 측정 기법에 적용하는 것이 목표이다. 풍동 실험은 국방과학연구소에서 보유하고 있는 중형 아음속 풍동에서 수행했으며, 대상 모형은 오자이브 실린더이다. 시험 조건은 유속 20 m/s에서 80 m/s, 받음각은 $0^{\circ}{\sim}90^{\circ}$이다. 3차원 매핑 기법은 마커를 이용하여 실제 모형의 위치정보와 적외선 이미지 상의 위치 정보를 대응시키는 방법을 사용하였다. 그 결과, 모형의 박리점이 이론적인 값과 매우 일치하는 것을 확인하였다.

• 항공우주기술
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• 제11권2호
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• pp.65-72
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• 2012

프로펠러와 고양력장치를 장착한 터보프롭 항공기에 대한 실속 특성 분석을 위해 수치 해석을 수행하였다. 항공기의 실속 특성은 프로펠러와 고양력 장치의 장착 조합에 따른 형상별 전산해석 결과를 통해 정성적으로 분석하였다. 실속 특성 해석은 Spalart-Allmaras 난류 모델을 기반으로 한 3차원 Navier-Stokes 방정식 해법을 이용하였으며 프로펠러의 회전은 슬라이딩 격자기법을 이용하여 모사하였다. 분석 결과 순항 형상의 경우 동체/날개 페어링에서 주요 유동박리가 발생하며 프로펠러 후류로 인해 점차 감소함을 알 수 있었다. 고양력장치를 장착한 경우 나셀 바깥쪽에서 주요 유동박리 현상이 발생하였고 프로펠러가 회전하는 경우에도 상대속도 감소와 유효 받음각 증가로 나셀 바깥쪽 날개 부분은 조기에 실속에 잠김을 알 수 있었다. 프로펠러는 날개의 inboard에서 하강하는 회전 방향이 프로펠러 후류로 인한 실속 지연 측면에서 유리함을 알 수 있었다.