• 한국항공우주학회지
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• 제30권6호
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• pp.31-38
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• 2002

본 논문에서는 4인승 커나드 항공기에 측정 센서와 데이터 처리 장비를 장착하고, 비행 성능 시험을 수행하여 획득한 비행데이터를 분석하였다. 실속 시험을 통하여 주익 실속이 원천적으로 방지되는 커나드 항공기 고유의 안전성을 확인하였다. 상반각효과, 역 빗놀이 현상 및 롤 조종력을 살펴보았고, 종 안정성을 좌우하는 중립점 위치를 추정하였다. 더치롤모드 등의 동운종 특성도 분석하였다. 일반적인 변수추정방법을 사용하지 않고 정상비행 상태에서의 비행데이터로부터 공렬 미계수 값을 직접 추정하거나 공렬 미계수 간의 관계식을 구하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권3호
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• pp.220-228
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• 2008

반실험적 기법과 CFD 코드를 이용하여 자유회전 테일핀을 갖는 커나드 조종 미사일의 공력특성을 연구하였다. 반실험적 기법에서는 테일핀의 회전각에 따른 공력계수의 평균을 구한 후 자유회전 테일핀의 공력계수를 계산하였다. 또한 테일핀의 평균 롤링 및 롤 댐핑 모멘트계수를 이용하여 자유회전 테일핀의 회전율을 예측하였다. CFD 계산의 경우 중첩격자를 이용한 6-자유도 해석을 통해 테일핀의 회전율을 계산하였다. 미사일의 공력계수 예측 값들은 풍동실험 결과와 유사하게 나타났고, 커나드 롤 조종 및 요 조종시의 테일핀 회전율 또한 풍동실험결과와 근접하게 나타났다. 본 연구를 통해 자유회전 테일핀을 갖는 커나드 조종 미사일에 관한 공력해석에 반실험적 기법을 적용할 수 있음을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권6호
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• pp.45-51
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• 2003

본 논문에서는 소형 커나드 항공기인 Velocity-173의 가로안정성을 향상시키기 위한 방법에 대하여 연구하였다. Velocity-173의 세로안정성은 매우 우수한 반면, 가로안정성은 상대적으로 나쁘다. 가로안정성을 향상시키기 위해 수직미익의 면적을 증가시키는 작은 패널을 설계 및 제작하였다. 패널 설계 과정에서 AAA를 이용하여 패널 부착으로 인한 가로안정성의 변화를 예측하였다. 패널 부착 효과를 검증하기 위해 비행시험이 수행되었다. 또한, 비행시험 데이터로부터 안정/조종 미계수를 추출하기 위하여 최대공산추정법을 이용하였다. 본 연구를 통해 수직미익 아래에 부착된 패널의 효과를 확인할 수 있었다.

• 항공우주기술
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• 제2권1호
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• pp.22-28
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• 2003

본 논문은 소형 커나드 항공기의 정안전성 비행 시험을 통해 얻어진 자료를 분석해 정적 공력 미계수를 추정하는 방법을 제시하였다. 최대공산추정법을 통해 얻어진 공력 미계수와 본 논문에서 제시된 방법을 통해 얻어진 결과를 함께 비교하여 정확성을 검증하였다. 제시된 계수 추정 방법을 통해, 제한된 비행시험 자료만으로도 신뢰할 수 있는 공력 미계수를 추정할 수 있었다. 그 결과, 제시된 방법은 비행시험 데이터 해석에 보편적으로 사용되는 최대공산추정법과 같은 파라미터 식별기법의 결과를 검증, 보완할 수 있는 기준 데이터를 제공할 수 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권9호
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• pp.57-64
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• 2004

본 논문은 실제의 비행시험 데이터를 이용하여 커나드 비행기 Velocity-173의 가로-방향의 조종/안정 미계수들을 추정하는 것이며, 나아가서 비행중에 (In-Flight) 실시간 파라미터 추정기법을 이용한 미계수 확인 및 분석에 관한 내용이다. 본 논문에서 적용한 비행 중 실시간 파라미터 추정기법의 결과는 AAA의 해석 결과와 비교하였으며, 그 결과는 상당히 신뢰할 수 있고 계산시간 또한 만족스러움을 확인하였다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제8권4호
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• pp.26-33
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• 2003

Smart UAV Development Program, one of the 21c Frontier R&D Program sponsored by MOST(Ministry of Science and Technology), was launched in 2002 As an air vehicle for the Smart UAV, CRW(Canard Rotor/wing) concept was one of the candidates compared in trade-off study. The CRW concept has not only been proven completely but its aerodynamic characteristics not known in detail yet. Two calculation methods were adopted in this study to obtain aerodynamic data for the CRW First method was the superpose DATCOM method which is capable of three lifting sufaces, and second one is the full Navier-Stokes computation around CRW configuration using overset grid method. Basic aerodynamic characteristics of the CRW configuration was analyzed and the minimum drag level with lift to drag ratio is presented. The peculiar flow characteristics around rotor/wing and hub were also examined and considered in the configuration design.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
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• pp.126-129
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• 2008

In this study the aerodynamic characteristics of a canard-controlled missile with freely spinning tailfins were investigated by using a CFD code. The aerodynamic coefficients and roll-rate of freely spinning tailfins were calculated by an analysis of 6-DOF and the Euler code. Results were in good agreement with experimental data, and the roll-rates of freely spinning tailfins were also in good agreement with the experimental data for the roll and yaw canard control inputs. This indicates that the CFD Euler code can be applied to predict the canard-controlled missile with freely spinning tailfins.

• 한국전산유체공학회지
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• 제14권4호
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• pp.48-55
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• 2009

In this study, roll lock-in phenomena of freely spinning tailfins were investigated by a CFD code. To analyze a motion of freely spinning tailfins, this research use a Chimera method, an Euler code and a 6 degrees of freedom analysis. The numerical results of aerodynamic characteristics and roll rates of a canard-controlled missile with freely spinning tailfins show a good agreement with wind tunnel test results. Using the roll rates calculation result of freely spinning tailfins, roll lock-in phenomena is confirmed. Roll lock-in phenomena and Roll lock-in states can be predicted through effects of the induced vortex of the canards control and the analysis of the rolling moments of tailfins due to the bank angle.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권9호
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• pp.849-855
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• 2010

본 논문은 자유회전 테일핀을 갖는 커나드 유도 미사일에 대해 Falanga의 회전율 계산식을 자유회전 테일핀에 적용하여 자유회전 테일핀의 roll lock-in 현상을 예측하였다. 예측 결과의 정확도를 확인하기 위하여 Blair의 풍동시험 결과와 비교하여 검증하였다. 자유회전 테일핀의 회전율 계산 시에 필요한 테일핀의 롤링 모멘트는 풍동시험 결과를 이용하였고 롤 댐핑 모멘트는 missile DATCOM을 이용하여 계산하였다. 이를 자유회전 테일핀의 회전율 계산식에 대입하여 자유회전 테일핀의 회전율 및 Roll lock-in 현상을 예측하였으며 풍동시험 결과와 비교하였다. 검증결과, 자유회전 테일핀의 회전율 및 Roll lock-in 현상 예측 결과가 풍동시험 결과와 잘 일치하는 것을 확인 할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권6호
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• pp.519-526
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• 2009

본 논문에서는 커나드와 테일핀을 가진 지대지 유도미사일이 대기권을 비행할 때 최대 사거리를 갖기 위한 효율적인 외형 형상 최적화 기법 연구에 대하여 기술하였다. 이를 위하여 비행궤적 해석 기법과 최적화 기법을 연계하여 미사일의 사거리 증대를 위한 외형 형상 최적화 전산 프로그램 시스템을 구축하였다. 비행궤적 해석부분에서는 반실험적 기법을 이용한 공력해석프로그램인 Missile DATCOM을 직접 연결하여 운동방정식 계산에 필요한 공력계수들을 계산 시간 단계 마다 효율적으로 제공할 수 있게 하였고 최고점 이후의 활공비행 구간에서는 최대 양항비를 갖는 Trim 조건 계산 모듈을 첨가하여 활공비행전 영역에서 최대 양항비 상태에서 지속적으로 비행한다는 가정으로 계산 하였다. 최적화 기법으로는 Response Surface Method(RSM)를 적용하여 계산 시간 효율화를 꾀하였다.