• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 학술대회
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• pp.245-250
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• 2008

For simulation of a wing unfolding motion for the various aerodynamic conditions, equation governing unfolding motion and moments applying to the unfolding wing were modelled. Aerodynamic roll moment consists of the static roll moment and the damping moment, which were obtained through wind tunnel tests and numerical analyses respectively. Panel method was used to compute the roll damping coefficient with twisted wing, whose deflection angle was equivalent to angle of attack due to the deployment motion. Roll damping coefficient is a function of angle of attack, sideslip angle, and deployment angle but not of angular velocity of deployment. Simulation with aerodynamic damping model gave more similar deployment time compared to wing deployment test results.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년 추계학술대회논문집
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• pp.245-250
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• 2008

For simulation of a wing unfolding motion for the various aerodynamic conditions, equation governing unfolding motion and moments applying to the unfolding wing were modelled. Aerodynamic roll moment consists of the static roll moment and the damping moment, which were obtained through wind tunnel tests and numerical analyses respectively. Panel method was used to compute the roll damping coefficient with twisted wing, whose deflection angle was equivalent to angle of attack due to the deployment motion. Roll damping coefficient is a function of angle of attack, sideslip angle, and deployment angle but not of angular velocity of deployment. Simulation with aerodynamic damping model gave more similar deployment time compared to wing deployment test results.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권5호
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• pp.420-427
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• 2008

접힌 공력면이 전개하는 운동을 모사하기 위하여 전개 운동 방정식을 수립하고 공력면에 작용하는 모멘트 등을 모델링하였다. 공력에 의한 롤 모멘트는 정적 롤 모멘트와 감쇠 모멘트로 이루어져 있으며 정적 롤 모멘트는 전개 하중 측정을 위한 풍동 시험을 통하여 획득한 정적 롤 모멘트 계수로부터 계산된다. 롤 감쇠 계수는 패널법을 이용한 수치 해석을 통하여 산출되었는데 전개 각속도로부터 유발된 받음각에 상응하는 변위각을 공력면에 적용하여 수치해석을 하였다. 공력면 형상에 적용한 변위각은 회전 중심으로부터 공력면 끝단까지 선형적으로 증가하며 회전 중심에서는 변위가 없다. 롤 감쇠 계수는 전개 각속도에 따른 롤 모멘트 계수의 변화율로 계산되며 공력조건과 전개각의 함수이고 전개 각속도에 대해서는 일정하다고 가정하였다. 롤 감쇠를 포함하여 모사된 공력면의 전개 모사는 시험과 비교하여 유사한 결과를 보여주었다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제21권6호
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• pp.784-789
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• 2018

Accurate aerodynamic characterization of projectile is crucial for successful development of munition. The aerodynamic characterization of fin stabilized projectile is more difficult than characterization of traditional symmetric ballistic projectile. Instrumented free flight experiments were conducted to quantify rolling behavior of fin stabilized projectile. The instrumented projectiles were launched from a rifled tube and the onboard sensor data were acquired through a telemetry transmitter. Roll rate was measured for fin stabilized projectile by means of an angular rate sensor. And, roll damping coefficients were estimated from onboard sensor data acquired during gun firing and trajectory analysis of mathematical model.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권10호
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• pp.894-900
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• 2012

본 연구의 목적은 풍동시험을 통해 회전발사체에서 발생하는 동적 롤댐핑 특성을 실험적으로 연구하는데 있었으며, 이를 위해 약 8,000 rpm으로 회전하는 회전발사체 실험모형에 작용하는 롤댐핑 특성의 측정을 위한 고속풍동시험을 국방과학연구소 삼중음속풍동에서 수행하였다. 실험시의 마하수는 0.6~0.9까지의 천음속 영역이었으며 이때의 받음각 구간은 최대 0~15 deg에 해당하였다. 측정된 공기역학적 댐핑 특성으로부터 회전체의 마찰 특성을 공제하기위한 베어링 마찰특성에 대한 평가도 함께 수행하였다.

• 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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• 제37권3호
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• pp.283-292
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• 2009

공력면의 전개 거동을 지배하는 미분방정식을 적분 형태를 바꾸어 전개 가능한 조건을 유도하여 전개에 필요한 힌지 토크를 추산할 수 있는 방정식을 얻었다. 방정식의 해는 주어진 전개 조건과 공력 조건에 대해 전개가 가능하기 위하여 전개 장치에 저장되어야 할 최소의 전개 에너지이며 방정식을 풀기위하여 공력과 중력, 마찰력 등 공력면에 작용하는 모멘트의 적분을 계산하여야 한다. 공력 롤 감쇠와 마찰력과 같은 비가역적 현상에 대한 적분을 수행하기 위하여 몇가지 가정과 모델링이 필요하였으며 특히 공력 롤 감쇠의 적분을 위하여 전개 각속도를 전개각만의 함수로 표현되도록 모델링하였고 이는 전개 과정에서 나타날 수 있는 최대 각속도와 형태를 가정함으로써 가능하였다. 방정식 풀이와 전개 각속도의 모델을 위하여 전개 에너지를 대표하는 이상 전개 각속도를 정의하였으며 최소의 전개 에너지를 구하는 방정식은 이상 전개 각속도에 대한 이차 방정식으로 표현된다. 제안된 추산법을 검증하기 위하여 여러 가지 전개 조건과 공력 조건에 대하여 최소 전개에너지를 추산하고 기 개발된 전개 거동 모사 프로그램을 이용하여 여러 형태의 전개 토크 형태에 대하여 추산 결과의 타당성을 비교 검토하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권7호
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• pp.552-561
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• 2016

본 연구에서는 강제진동 기법을 이용하여 람다형상을 갖는 무미익 무인기의 동안정 미계수를 측정하였다. 강제진동 기법은 시험모델을 일정한 크기의 각 변위로 진동시키면서 항공기에 작용하는 공력의 시간이력(time history) 데이터를 측정하고, 입력진동 대비 공력데이터의 위상차와 진폭을 추출함으로써 비행체의 동안정 미계수를 계산하는 방법이다. 본 연구에서는 롤, 피치, 요 방향으로 각각 진동시킬 수 있는 실험 장치를 설계, 제작하여 국내 최초로 무미익 항공기의 동안정 미계수 측정 시험을 수행하였다. 롤 댐핑 동안정 미계수 측정 결과, 진동 주파수와 진동의 크기가 증가하여도 동안정 미계수의 경향성은 동일하게 나타나며, 전반적으로 측정 받음각 구간에서 안정한 특성을 보였다. 피치 댐핑 동안정 미계수의 경우 작은 진동 주파수에서 동적으로 더 안정해지며, 받음각 $15^{\circ}$ 이상에서는 동적으로 불안정해지는 경향성을 보였다. 각 시험데이터들은 반복성 시험을 통해 데이터의 신뢰성을 검증하였으며, 본 연구에 적용된 강제진동 기법이 무미익 항공기의 동안정 미계수를 성공적으로 측정할 수 있음을 확인하였다.

• 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.