• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제5회(2016년)
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• pp.647-652
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• 2016

To reduce drag force at supersonic speeds, sharp leading edge is hugely efficient. It is, however, incompatible with leading edge shape to have fine aerodynamic characteristics at subsonic and transonic speeds. It is critical to reduce drag force for enhanced cruise performance and higher efficiency. An air superiority fighter, however, required to have high maneuverability for survivability, and sharp leading edge is not proper. Consequently, variable leading edge is demanded to reduce drag force significantly at supersonic speeds for cruise performance. Leading edge altering system is constructed with rigid material to improve possibility of realization, and minimized movement of its components in altering for reduce effects on flight. It is compared with bi-convex airfoil and NACA 65-006 airfoil, which have comparable maximum thickness. At Mach number 1.7 and zero angle of attack, supersonic mode of designed airfoil indicates approximately 17% higher drag coefficient than the bi-convex airfoil indicates, it is, however, 23% lower than the NACA 65-006 indicates. Also, subsonic mode of the designed airfoil shows fine aerodynamic characteristics in comparison with NACA 65-006 airfoil in subsonic and transonic speed range. In this regard, design of the airfoil achieved the object of this study satisfactorily.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2004년도 추계 학술대회논문집
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• pp.173-176
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• 2004

In this study, the multidisciplinary aerodynamic-structural optimal design is carried out for the supersonic fighter wing. Through the aeroelastic analyses of the various candidate wings, the aerodynamic and structural performances are calculated such as the lift coefficient, the drag coefficient and the deformation of the wing. In general, the supersonic fighter is maneuvered under the various flight conditions and those conditions must be considered all together during the design process. The multi-point design, therefore, is deemed essential. For this purpose, supersonic dash, long cruise range and high angle of attack maneuver are selected as representative design points. Based on the calculated performances of the candidate wings, the response surfaces for the objectives and constraints are generated and the supersonic fighter wing is designed for better aerodynamic performances and less weights than the baseline. At each design point, the single-point design is performed to obtain better performances. Finally, the multi-point design is performed to improve the aerodynamic and structural performances for all design points. The optimization results of the multi-point design are compared with those of the single-point designs and analyzed in detail.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제13권1호
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• pp.6-14
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• 2007

Modem version of supersonic jet fighter aircraft must have been guaranteed appropriate controllability and stability in HAoA(High Angle of Attack). Limit value of aircraft entering into the departure in HAoA is related to aircraft configuration design. But, the control law such as AoA and yaw-rate limiter is implemented in digital Fly-By-Wire flight control system of supersonic jet fighter to guarantee the aircraft's safety in HAoA. The HAoA flight control law have two parts, one is control law of departure prevention and the other is control law of departure recovery support. The control laws of departure prevention for advanced jet trainer consist AoA limiter, roll command limiter and rudder fader. The control laws of departure recovery support are consist yaw-rate limiter and MPO(Manual Pitch Override) mode. The guideline of pitch rocking using MPO mode is simple, but operating skill of pitch rocking is very difficult by the pilot with inexperience of departure situation. This paper addresses the design and validation of APR(Automatic Pitch Rocker) control law instead of MPO in order to automatic recovery without manual pitch rocking by the pilot. And, recovery characteristic with APR verifies by the nonlinear analysis and pilot evaluation.

• 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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• 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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• 제50권7호
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• pp.445-454
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• 2022

항공기가 빙점 이하의 습도가 높은 구름대를 지날 때 액적이 항공기와 충돌하면 날개, 동체 등 항공기 구성품에 결빙이 발생한다. 특히 항공기의 날개에 결빙이 증식되면 공력 성능의 저하와 비행 안정성의 감소 등의 치명적인 안전 문제를 초래할 수 있다. 본 연구에서는 항공기 날개에 적용되는 고양력 장치인 다중 익형의 결빙 증식량이 최소가 되도록 형상 최적설계를 수행하였다. 3차원 Reynolds-Averaged Navier-Stokes 지배 방정식을 이용하여 공력해석을 수행하였고, 다물리 전산해석을 통해 결빙의 형상 및 증식량을 예측하였다. 최적설계의 목적함수는 결빙 증식량 최소화로 설정하였고, 설계변수는 Slat과 Flap의 전개 각도와 위치를 정의하는 형상 변수 6개를 선정하였다. 설계 과정에서 목적함수의 평가는 크리깅 근사모델을 사용하여 대체하였고 유전자 알고리즘을 적용하여 최적 형상을 도출하였다. 최적화를 수행한 결과, Slat과 Flap에 최적의 전개 각도와 위치를 적용하였을 때 결빙 증식량이 약 8% 감소하였다.