• 한국항공우주학회지
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• 제30권4호
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• pp.123-130
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• 2002

아음속풍동을 이용한 항공기 모델의 공력 측정 시험에 있어 시험 모델의 제작에서부터 자료 획득, 처리 및 표현에 이르는 일련의 모든 과정은 오차를 수반하고 있다. 따라서 시험에서 얻어진 최종적인 공력 결과를 신뢰하고 실제 항공기의 공력 특성으로 사용하기 위해서는 측정결과에 대한 불확도 정도를 알아야 한다. 본 논문에서는 아음속풍동 시험에서 공력 계수 측정에 적용되는 불확도 분석 및 표현 방법에 대하여 나타내었다.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제5회(2016년)
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• pp.628-631
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• 2016

본 연구에서는 플라잉디스크의 윗면 곡률과 끝단두께에 따른 공력특성의 변화 및 유동 흐름을 EDISON_CFD를 통해 해석하고자 한다. 플라잉디스크는 받음각이 증가할수록 윗면 표면에서는 박리 거품이 발생하게 되고 아랫면에서 윗면으로 올라 갈려는 유동의 흐름이 발생하게 되어 뒷전과 후류에서 거대한 박리 거품이 발생하게 되어 공력특성 및 유동흐름에 큰 변화를 주게 된다. 총 5가지의 형상에 대해서 받음각을 $0^{\circ}{\sim}25^{\circ}$까지 마하수 0.0588, 해석모델은 KFLOW에서 k-w SST를 레이놀즈수 $3.78{\times}10^5$을 조건으로 각 형상의 공력특성과 유동의 흐름의 비교를 분석하였다. 그 결과 윗면의 곡률이 증가 할수록 앞전박리가 활발해지고, 끝단두께가 두꺼워 질수록 뒷전박리가 활발해진다. 이로 인해 곡률은 완만할수록 두께는 얇을수록 양력계수와 실속각을 증가 시킬 수 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권11호
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• pp.849-854
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• 2013

본 연구에서는 편대비행하는 고속 항공기의 날개 끝 와류의 공력 간섭 효과를 연구하기 위해서 풍동실험기법이 적용되었다. 편대비행에서 앞선 항공기의 날개 끝에서 발생하는 와류가 뒤따르는 항공기의 공력 특성에 영향을 미칠 수 있다. 흐름의 간섭 효과는 앞선 항공기와 뒤따르는 항공기의 날개 끝 사이의 거리에 따라서 변화된다. 본 연구의 실험결과 앞선 항공기에서 발생되는 날개 끝 와류는 뒤따르는 항공기의 공력 및 모멘트 계수를 변화시킴을 확인하였다. 특히, 후방 항공기의 양력계수는 수직 및 수평 위치에 따라 y/b=-0.125, z/b=0.0에서 가장 많이 증가되거나 y/b=-0.5, z/b=0.38에서 가장 크게 감소됨을 확인하였으며, 두 항공기로부터 발생된 날개 끝 와류의 간섭 현상이 자세히 관찰되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제24권5호
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• pp.65-76
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• 2020

3차원 스크램제트 모델의 설계과정에 있어 3차원 전산해석은 2차원 해석에 비해 상대적으로 복잡한 격자 구성과 많은 해석 시간을 요구한다. 때문에 다양한 조건에서의 3차원 모델의 성능을 확인하는 것은 쉽지 않은 일이다. 따라서 본 연구에서는 2차원 스크램제트 비행체 모델의 전산해석 결과와 비점성 초음속 선형화 이론을 기반으로 2차원 모델의 비행 조건에 따른 공력계수 및 흡입구 질량 포획률 관계식을 도출하였다. 도출된 2차원 성능 관계식과 함께 최소한의 3차원 해석을 수행하여 3차원 스크램제트 모델의 공력 계수와 흡입구 질량 포획률 관계식을 이끌어내었다. 또한 추가적인 3차원 계산을 통해 확장된 3차원 관계식들의 공력 정확도를 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권5호
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• pp.385-392
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• 2018

본 논문은 플라잉디스크에 탑재된 계측모듈의 IMU 데이터를 이용하여 롤링 및 피칭모멘트 감쇠미계수를 추정하는 방식을 새롭게 제시한다. 제안한 방식은 반복된 수 회의 원반 비행 실험을 수행하여 데이터를 구축한 뒤 공력 계수를 추정하므로, 풍동이나 전산유체해석을 이용하는 방법에 비해 수월한 실험적 대안이 될 수 있다. 추정한 공력 계수는 플라잉디스크의 비행동역학 모델을 토대로 구현한 시뮬레이터에 적용하여 비행 궤적을 예측하는 것에 이용되었으며, 이를 GPS의 위치 궤적과 비교함으로써 성능을 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권3호
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• pp.17-26
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• 2002

훈련기의 1/12 축소 날개반쪽 모델 및 1/16 축소 완제기 전체모델에 날개끝 불어내기 방향이 다른 3가지 슬롯(전방 35도 방향, 날개방향, 후방35도 방향)을 장착하고, 또한 3가지 불어내기 운동량 계수 (0. 004, 0.009, 0.017)의 변화를 받음각의 증가에 따라 양력과 항력의 공력특성의 변화를 비교하였고, 반쪽모델에서는 전체모델과 같은 방법으로 날개 윗면의 압력을 측정하여 기본형과 비교하였다. 실험결과 날개방향으로 불어내기를 하였을 경우와 불어내기 운동량 계수가 0.017인 경우가 가장 큰 항력감소와 양항비의 증가를 나타냈으며, 받음각 8도에서 가장 큰 항력감소율과 양항비 증가율이 있었음을 알 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권6호
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• pp.537-543
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• 2016

KF-16의 1/33 축소 모형 공력 데이터베이스를 기반으로 풍동실험에 적응적 실험설계법을 적용하는 경우 실험의 정확도뿐만 아니라 풍동 실험에 소요되는 비용을 최소화할 수 있도록 추가 실험점 선택 방법에 대한 연구를 수행하였다. 라틴방격법을 이용하여 초기실험점을 선택하였고, Gaussian Process를 통해 불확실성이 가장 크면서도 실험에 소요되는 비용이 상대적으로 적은 추가 실험점을 선택하였다. 공력계수 모델링은 가장 비선형성이 큰 피칭모멘트계수를 정확히 모델링 하는 것을 목표로 하였다. 실험 비용을 고려한 적응적 실험설계법을 적용한 경우, 기존의 적응적 실험설계 방법론에 비해 모델의 정확도와 실험에 소요되는 비용에 어떤 영향을 미치는지 알아보았다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권2호
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• pp.139-145
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• 2012

천음속 영역에 적합하도록 개발된 수정 Sonic Arc 익형의 저속 공력특성에 대해 조사하였다. 이 익형은 Schwendenman이 제안한 sonic arc 형상 함수와 NACA0012 형상 data 그리고 상용 프로그램 Maple을 이용하여 설계하였다. 수정 Sonic Arc 익형의 저속공력 특성을 조사하기 위해 마하수 0.3 이하에서 수치해석을 수행하고 그 결과를 NACA0012 익형의 저속 공력성능과 비교분석하였다. 각 마하수에서 수정 sonic arc 익형의 항력은 NACA0012의 항력보다 약 1.5% 정도 작게 나타났으며, 양력 비교에서도 수정 Sonic Arc 익형의 양력은 NACA0012의 양력보다 약 2% 정도 일정하게 작게 나타났다. 또한 각 마하수에서 수정 Sonic Arc 익형의 모멘트 계수는 NACA0012의 값보다 약 1.4% 정도 작게 나타났다.

• 항공우주기술
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• 제9권1호
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• pp.35-41
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• 2010

고속으로 비행하는 물체는 공력가열에 의해 온도가 상승한다. KSLV-I 비행 중 공력가열 조건을 예측하는 방법으로 MINIVER를 이용하는 방법과 전산유동해석(CFD)기법을 이용하는 방법이 있다. MINIVER는 경험적 기법을 이용하여 대류열전달계수 및 회복온도를 산출하며, CFD 기법은 실제 유동장을 해석하여 발사체 표면에서의 공력가열조건을 산출한다. 본 연구에서는 CFD 기법을 이용하여 얻은 공력가열조건을 PLF 구조물 외부 표면에 적용하여 PLF 내부 온도장을 해석하고 그 결과를 KSLV-I 1차 비행시험 결과와 비교하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권3호
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• pp.26-31
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• 2005

미사일 형상의 공력특성을 효율적으로 계산하는 문제는 예비설계 단계에서 아주 중요하다. 본 연구에서는 반 실험적 기법에 기초한 Missile DATCOM 계열 코드를 이용하여 공력특성에 관한 계산을 수행하였다. 코드의 정확도와 신뢰도를 점검하기 위해, 고앙각 아음속 유동과 중간 정도의 받음각을 갖는 초음속 유동장 해석에 적용하였다. 실험이나 다른 연구자의 결과와 비교적 정성적으로 일치하는 예측결과를 얻을 수 있었다. 마지막으로 캐나드와 자유롭게 회전하는 꼬리날개를 갖는 보다 복잡한 미사일 유동장 해석에 적용하였다.