• 항공우주기술
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• 제6권2호
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• pp.236-244
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• 2007

스마트무인기의 기본 비행성능 파악과 비행제어 알고리즘의 검증을 위하여 40% 축소형 비행체를 개발하였다. 축소형 비행체는 실물기와 유사한 형태의 짐발 허브와 드라이브 장치를 채택하였으며 강제 공랭 방식의 왕복엔진을 장착하였다. 축소형 비행체 주요 부품에 대한 다양한 시험을 수행하였고 조립된 축소형 비행체의 지상시험 및 호버링 시험을 통하여 주요 성능과 기계적 내구성을 확인하였다.

• 항공우주산업기술동향
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• 제5권1호
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• pp.75-92
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• 2007

2002년 프론티어사업의 일환으로서, 10년간 1200억의 예산으로 미래형 신개념비행체 기술개발사업을 시작한 스마트무인기사업은, $2002{\sim}2003$년 수행한 개념연구를 통해 미래형 신개념 고속 수직이착륙 항공기 개념으로서 틸트로터 개념을 선정하고 이의 개발에 매진하고 있다. 사업단에서는 우선, 항공 선진국에서 지난 반세기 동안 시행한 다양한 비행체 개념연구결과에 대해 자체적인 비교 분석 및 국제공동 연구를 근간으로하여, 당시 틸트로터에 필적하는 가능성을 보였던 스탑트로터(보잉사), 복합자이로콥터(카터콥터사) 개념이 아닌, 틸트로터 비행체의 기술개발을 결정하게 되었다. 각각의 비행체 개념이 갖는 위험성과 도전성, 그리고 소요기술, 설계특성, 개발 위험도 등에 대한 면밀한 분석을 기초로 한 사업단의 체계적 의사결정은 주효했다. 스탑트로터개념은 비행시험의 잇단 실패와 지연/잠정 중단사태가 이어졌고, 복합자이로콥터 또한 잇단 비행사고로 2002년 기록한 148kts를 능가하는 고속성능 시현에 지금까지 실패함으로써, 실용화 가능한 고속수직이착륙기로서의 검증을 위해서는 해결해야할 기술적 과제가 많이 남아있음을 보여주고 있다. 반면, 틸트로터 개념의 경우 V-22의 설계 수정형에 대한 성공적인 비행시험완료 및 인증획득으로 전면양산승인이 2005년 결정되어 458대가 (미해병대(360), 해군(48), 공군(50)) 납품될 예정이고, 2010년 인증획득을 목표로 민수용으로 개발중인 BA609의 순조로운 비행시험진행, 무인기로 개발된 Eagle Eye 기술시현기의 비행 시험성공과 2003년 미 해양경찰청으로부터 Deep Water 프로그램의 장거리 순찰임무 주력기종 선정과 같이 군용, 상용, 무인용 고속 수직이착륙 시장의 전 방위적 진입이 현실화되고 있다. 이에 따라 항공업계의 반응은 2가지 방향으로 나뉘고 있다. 하나는 유럽의 ERICA 프로그램과 같이 틸트로터 기술 개발을 서두르자고 주장하는 방향이고, 다른 하나는 시콜스키의 X2 프로그램과 같이 틸트로터와는 차별화된 독자적인 고속 수 직이착륙 비행체 개념 개발을 시도하는 것이다. 이러한 배경으로 국내 독자적인 기술력으로 지난해까지 일구어낸 성공적인 스마트무인기 상세설계 종료 및 축소형 비행체 전환비행성공은 그 의의가 매우 크다고 할 수 있다. 본 논문은 틸트로터 개발사를 통해, 신개념 비행체 개발의 어려움과 교훈을 알아보고, 세계에서 2번째로 틸트로터 기술을 개발하고 있는 스마트무인기 사업의 현황과 기술적 특징 및 의의의 정리, 그리고 틸트로터의 대안으로 진행중인 새로운 고속 VTOL 비행체 연구현황에 대한 소개 와 간단한 기술적 평가를 포함시켰다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권1호
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• pp.37-46
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• 2014

본 논문에서는 지상 주행과 비행이 가능한 이중모드 PAV의 무인 축소모델 개념설계 및 개발시험 과정에 관하여 기술하였다. 운용 요구도를 검토한 결과 멀티로터 형상에 나셀틸트 기능을 결합한 쿼드 틸트 프롭형 비행체가 제안되었다. 프로펠러 추진을 위한 모터와 주행을 위한 구동장치를 하나의 나셀에 집적하고, 나셀 틸트 구조에 의해 비행 및 주행모드의 변경이 가능하도록 구현하였다. 개념설계를 통해 주요 설계변수와 초기 제원이 확정되었고, 비행모드 및 주행모드 시험용 플랫폼을 제작하여 기능시험을 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제14회 학술강연논문집
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• pp.12-12
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• 2000

우리 나라는 일본상공의 비행을 피하기 위하여 제주도와 남해안 근해로 발사장 선정이 국한되는 지정학적인 위치로 볼 때 발사장 선택에 제한이 없는 공중발사에 대한 가능성 연구가 필요한 시점에 있다. 본 연구는 우리 나라와 같은 분단 된 특수상황 그리고 지정학적 위치에서의 발사장을 고려한 우주 발사체 개발의 필요성에 따라 F-4에 장착 가능한 3단형 공중발사 로켓을 설계하고 1/3의 축소 모형을 제작하였다. 2kg의 payload를 갖는 발사체의 1단은 LRM ( Lox/kerosene )을 사용하였고 2, 3단은 SRM ( HTPB/AP/Al )을 사용하였으며 발사고도는 11-l2km 상공에서 F-4에 의해서 발사되고 31km지점에서 1단 분리가 이루어지며 62km지점에서 2단 분리와 nose fairing을 분리하게 된다. 전장은 6.85m 이며 전체 무게는 560.6kg 이고 전체 발사체 시스템의 CAD 도면은 아래 그림 1과 같이 주어져 있다. 그림 2에서는 F-4E phantom의 장착성을 검토해 본 결과 장착이 가능함을 알 수 있었으며 추진제 양의 감소로 크기를 대폭 줄일 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권9호
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• pp.714-719
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• 2013

본 연구 대상 터보 프롭 항공기는 주어진 항공기 임무 수행을 위해 결빙 조건하에서도 운용이 가능하여야 한다. 동 연구에 적용된 터보 항공기의 공기 흡입구 계통은 정상 비행조건하에서 엔진 입구에 최대 전압력을 공급할 수 있도록 설계 및 검증이 되어야 할 뿐만 아니라 결빙조건하에서 생길 수 있는 얼음과 같은 입자가 엔진 흡입구 망으로 들어가서 엔진 화염꺼짐이나 엔진에 심각한 손상을 주지 않도록 하기 위한 관성분리기를 포함하도록 개발이 되어야 한다. 따라서 결빙 조건하에서 형상이 변하는 가변형상의 공기흡입구 조립체를 설계하고 설계 결과 확인을 위해 조립체에 대한 전산 유동 및 구조해석을 수행하였다. 이후 35% 축소형 모델을 제작하여 풍동시험을 수행하였다. 동 논문에서는 흡입구 조립체 개발과정에서 요구되는 공기역학적 설계, 잔산 유동/구조 해석 및 풍동 시험평가 결과를 기술하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제4권4호
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• pp.70-77
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• 2000

초음속 2단벨노즐(SDBN)은 종래의 축소확대형 초음속 노즐의 벽면에 변곡점을 설치하여, 비행체의 고도에 따른 노즐내부의 유동특성을 조절하기 위한 새로운 개념의 추진노즐이다. 본 연구에서는 이러한 SDBN의 유용성과 유동특성을 조사하기 위하여 축대칭 Navier-Stokes 방정식을 유한체적법으로 수치계산하였다. 본 연구의 결과로부터 SDBN의 Base 노즐의 길이는 SDBN 내부에서 발생하는 충격파 시스템에 영향을 미칠 뿐만 아니라, 노즐 유동의 박리위치가 변곡점에 고착되는 넓은 범위의 압력비가 존재한다는 것을 알았다. 또 SDBN의 최대추력은 노즐출구에서 유동이 적정팽창 상태일 때 발생한다는 것을 알았다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권9호
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• pp.708-713
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• 2013

한국항공우주연구원(KARI)은 고고도 전기추진 장기체공 무인기(EAV-3)를 개발하고 있는 중 이다. 우선 고고도 상승 기술 시연을 위한 축소형 비행체 EAV-2H를 개발하였고 EAV-2H로 초도 비행시험을 수행한 결과 측풍에 대한 방향 안정성 및 조종성의 향상이 요구되므로 Advanced Aircraft Analysis(AAA)를 이용한 수직 꼬리날개와 방향타의 재설계를 진행하였다. 방향 조종성을 개선하기위해 방향타의 크기를 기존의 평균 방향타 시위대 수직 꼬리날개 시위 $C_r/C_v(%)=30$을 $C_r/C_v(%)=60$로 늘려 EAV-2H가 가지는 측풍에 대한 방향 조종성(${\beta}(deg)=25^{\circ}$, $v_1(m/sec)=3.54$)을 개선하였다. 또한, 측풍에 의해 발생하는 측력(side force)의 영향을 최소화하기위해 EAV-2H의 수직미익 크기를 기존 대비 15% 줄여(최소한의 방향 안정성 확보, $Cn_{\beta}=0.0588rad^{-1}$), $C_{y_{\beta}}$는 15% $C_{y_r}$는 22% 감소시킴으로써 측풍이 EAV-2H에 미치는 영향을 최소화 하였다. 설계된 EAV-2H의 꼬리날개의 성능은 비행 시험을 통해 검증하였고 그 결과를 적용하여 고고도 장기체공 전기추진 무인기(EAV-3)의 꼬리날개를 설계하였다.

• 한국통신학회논문지
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• 제17권6호
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• pp.580-588
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• 1992

비행물체에 대한 레이다의 추적 및 탐색거리를 축소시키는 전자방어책의 일환으로 물리적, 기계적 특성이 우수한 전자파 흡수층을 제작하기 위해서 플라즈마 용사방삭을 이용하였다. 이 코팅층은 종래의 M/W흡수층 제작에 사용하던 도전재료인 탄소대신에 탄화규소를, 자성손실재료로는 Ni-Zn ferrite를, 그리고 보지재를 사용하는 대신에 이들 재료분말을 기계적으로 혼합하여 플라즈마 용사코팅으로 모재 표면에 직접 흡수층이 형성되도록 했다. X-band(8~13 GHz)레이다용 탄화규소-페리이트 전자파 흡수체를 실험적으로 설계하고 시험제작하여 전기적 특성을 평가한 결과, -6dB(M/W 에너지 흡수율 75%)의 반사량을 허용한도로 했을경우 약 7.6~8.4%의 대역폭이 얻어졌으며, 최대 흡수두께가 0.5~0.55mm로 매우 양호한 박층형 전자파 흡수체가 얻어졌다.