• 한국항공우주학회지
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• 제38권7호
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• pp.637-646
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• 2010

포텐셜 기저 패널법과 시간전진법을 통합한 시간영역 패널법을 이용하여 융합익기 형상 초소형 무인기 FM07에 대한 정상/비정상 공력해석을 수행하였다. 융합익기 형상 무인기인 FM07의 공력해석에는 초기 설계형상(Case I)과 가로세로비를 증가시키고 무게중심을 후방으로 이동시킨 개선형상(Case II)이 사용되었다. 정상 공력해석을 통해 FM07 무인기의 개선형상이 초기형상에 비하여 보다 큰 양항비와 높은 피칭 안정성을 나타냄을 확인하였다. FM07의 비정상 급가속(발사체 이륙단계)을 나타낸 공력해석에서는 초기 급격한 증가를 보이는 공력계수들이 수초 후에 안정화되어 정상상태에 근사한 값을 나타내었다. FM07의 순항시 발생할 수 있는 피치진동운동에 대한 해석을 수행하여 진동에 따른 공력계수의 이력 현상을 확인하였으며, 개선형상이 보다 큰 민감도를 갖는 것을 확인하였다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제6권4호
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• pp.283-296
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• 2019

The influence of different planform parameters on the aerodynamic performance of large-scale subsonic and transonic Blended Wing Body (BWB) aircraft have gained comprehensive research in the recent years, however, it is not the case for small-size low subsonic speed Unmanned Aerial Vehicles (UAVs). The present work numerically investigates aerodynamics governing four different trailing edge geometries characterizing BWB configurations in standard flight conditions at angles of attack from $-4^{\circ}$ to $22^{\circ}$ to provide generic information that can be essential for making well-informed decisions during BWB UAV conceptual design phase. Simulation results are discussed and comparatively analyzed with useful implications for formulation of proper mission profile specific to every BWB configuration.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제10권2호
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• pp.141-158
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• 2023

In current research work, the aerodynamics performance of a newly designed large flying V aircraft is numerically investigated. Three Flying V configurations, with V-angles of 50°, 70° and 90° that represent the minimum, moderate, and maximum configurations respectively, were designed and modeled to assess their aerodynamic performance at cruise flight conditions. The unstructured mesh was developed using ICEM CFD and Ansys-Fluent was used as an aerodynamic solver. The developed models were numerically simulated at cruise flight conditions with a Mach number equal to 0.15. K-ω SST turbulence model was chosen to account for flow turbulence.The authors performed steady flow simulations.The results obtained from the experimentation reveal that the maximum main angle configuration of 90° had the highest C_Lmax value of 0.46 compared to other configurations. While the drag coefficient remained the same for all three configurations, the 50° V-angle configuration achieved the maximum stall angle of 35°. With limited stall delay benefits, the flying V possesses no sufficient stability, due to the flow separation detected at whole elevon and winglet suction side areas at AoA equal and higher than 30°.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권1호
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• pp.1-9
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• 2018

람다 날개 형태의 무인전투기는 동체-날개 융합익의 형태를 띄고 있어 일반적인 항공기에 비해 상대적으로 항력이 작고 레이더 반사 면적이 작아 우수한 스텔스 성능을 갖는다. 그러나 앞전 후퇴각에 의해 생성되는 앞전 와류의 영향으로 특정 받음각에서 피칭모멘트가 급격히 증가하는 현상이 나타난다. 본 연구에서는 무미익 람다 날개 형상을 기반으로 한 UCAV 1303 모델을 사용하여 풍동시험과 전산해석을 수행하였다. 실험 풍속은 50 m/s, 받음각 범위는 $-4^{\circ}{\sim}28^{\circ}$ 으로 하였으며 전산해석 또한 실험 조건과 동일하게 연구를 수행하였다. 본 연구를 통해 UCAV의 날개 비틀림이 피칭모멘트의 안정성에 미치는 영향을 확인하였다. 그 결과 날개에 음의 비틀림 각을 적용하였을 때 날개 바깥쪽에서의 유동 박리가 지연되면서 Pitch-break가 발생하는 받음각이 증가하였고, 양의 비틀림 각을 적용하였을 때 Pitch-break가 발생하는 받음각이 감소하였지만 양항비가 증가하는 것을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권4호
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• pp.297-305
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• 2018

UCAV는 적진 중심으로의 침투, 공격 등 적대적 상황에서 임무를 수행하는 것을 목표로 한다. 일차적으로 적의 레이더에 포착되지 않아야 하므로 RF 스텔스 기술의 적용이 필수적이다. 최신 RCS 저감 기술이 적용된 대표적인 비행체로는 Blended Wing Body 형태의 X-47B UCAV이다. 본 연구에서는 X-47B와 유사한 모델 UCAV 형상을 설계한 다음, Ray Launching Geometrical Optics(RL-GO) 기법을 활용하여 모델 UCAV의 고주파수 영역에서의 RCS 특성을 분석하였다. 특히 IR 저감이 고려된 UCAV 형상이 RCS에 미치는 영향성을 조사하였다. 마지막으로 모델 UCAV의 공기 흡입구에 최적화된 RAM을 적용하였을 때의 RCS 변화를 분석하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제17권5호
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• pp.34-41
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• 2023

본 논문은 최근 각광받고 있는 소형 무인항공기에 결빙효과와 윙락 불확실성을 적용하고 여러 제어기법을 활용하여 자세 제어 시뮬레이션 수행하였으며 그 결과를 다룬다. 먼저 선정 기체인 BWB 형태의 소형 무인 항공기인 Skywalker X8 기체의 기본 형상과 결빙효과가 적용된 형상에 대하여 선형화를 수행하였다. 이후 MATLAB SimulinkⓇ를 활용하여 외란 관측기 기반 PID 제어, 모델 참조 적응 제어, 모델 예측 제어기법을 사용하여 기본 형상과 결빙효과가 적용된 형상에 대하여 roll 및 pitch 자세 제어 시뮬레이션을 수행한다. 또한, 기존 연구에서 진행되지 않았던 윙락 불확실성을 결빙이 적용된 형상에 동시 적용하여 시뮬레이션을 수행하였으며 각 제어기법의 성능을 비교 분석하였다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제21권2호
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• pp.70-80
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• 2016

The comparison of two commercial codes(FLUENT and STAR-CCM+) and an open-source code(OpenFOAM) are carried out for the aerodynamic analysis of flight vehicles at low speeds. Tailless blended-wing-body UCAV, main wing and propeller of HALE UAV(EAV-3) are chosen as geometries for the investigation. Using the same mesh, incompressible flow simulations are carried out and the results from three different codes are compared. In the linear region, the maximum difference of lift and drag coefficients of UCAV are found to be less than 2% and 5 counts, respectively and shows good agreement with wind tunnel test data. In a stall region, however, the reliability of RANS simulation is found to become poor and the uncertainty according to code also increases. The effect of turbulence models and meshes generated from different tools are also examined. The transition model yields better results in terms of drag which are much closer to the test data. The pitching moment is confirmed to be sensitive to the existence and the location of transition. For the case of EAV-3 wing, the difference of results with ${\kappa}-{\omega}$ SST model is increased when Reynolds number becomes low. The results for the propeller show good agreement within 1% difference of thrust. The reliability and uncertainty of three codes is found to be reasonable for the purpose of engineering use. However, the physical validity and reliability of results seem to be carefully examined when ${\kappa}-{\omega}$ SST model is used for aerodynamic simulation at low speeds or low Reynolds number conditions.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제9권2호
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• pp.114-120
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• 2008

In the vision-based recovery phase, a terminal guidance for the blended-wing UAV requires visual information of high accuracy. This paper presents the light source target design and detection algorithm for vision-based UAV recovery. We propose a recovery target design with red and green LEDs. This frame provides the relative position between the target and the UAV. The target detection algorithm includes HSV-based segmentation, morphology, and blob processing. These techniques are employed to give efficient detection results in day and night net recovery operations. The performance of the proposed target design and detection algorithm are evaluated through ground-based experiments.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제5회(2016년)
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• pp.554-559
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• 2016

본 논문은 EDISON CFD를 사용하여 스포일러가 장착된 무미익 BWB UCAV에 대하여 이차원 유동해석을 수행하였다. 무미익 형상은 일반적인 항공기보다 롤과 요 방향의 안정성과 조성성에 있어 불리한 특징을 갖는데 특히 이 착륙 시 고 받음각의 영역에서 발생하는 Pitch-up 현상이 항공기 안정성에 문제를 야기한다. 수직 미익 부재와 pitch-up 현상으로 인한 BWB형상의 UCAV가 지니는 단점을 보완하기 위해서 스포일러가 장착된 형상이 적용되기도 한다 본 연구에서는 윗면과 아랫면에 스포일러가 장착된 경우에 대해 전산유동해석을 수행하였다. 해석결과 윗면의 스포일러는 양력의 감소와 항력의 증가를 야기했으며, 아랫면의 스포일러는 양력과 항력을 모두 증가시켰다. 피칭모멘트의 경우 아랫면의 스포일러가 저받음각에서 안정성을 증가시켰다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.579-582
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• 2008

PEM Fuel cell system was designed and constructed to use as a power source of unmanned aerial vehicles(UAV) in the present study. Sodium borohydride was selected as a hydrogen source and was decomposed by catalytic hydrolysis reaction. Fuel cell system consists of a fuel cell stack, a hydrogen generation system(HGS), and power management system(PMS). HGS was composed of a catalytic reactor, micropump, fuel cartridge, and separator. Hybrid power system between lithium-polymer battery and fuel cell was developed. The fuel cell system was integrated and packaged into a blended wing-body UAV. Energy density of the total system was 1,000 $W{\cdot}hr/kg$ and high endurance more than 5 hours was accomplished in the ground tests.