• 한국추진공학회지
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• 제19권5호
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• pp.98-103
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• 2015

가속도추종 유로개방장치는 고속 비행체의 가압식 연료탱크에서 연료가 쏠림현상으로 인해 단절되는 것을 막아 연속적으로 흐르게 한다. 기개발된 이 유로개방장치를 실제 고속으로 시험하는 것은 까다로운 시험조건과 비용문제로 많은 어려움이 따른다. 따라서 본 논문에서는 저속 항공기에 탑재해 기본적인 역중력 시험(Negative-g test)을 수행하고 RecurDyn으로 해석한 결과와 비교하였다. 그리고 고속비행체의 비행궤적에 따른 유로개방장치의 동역학적 거동을 RecurDyn으로 알아보았다.

• 한국항공운항학회지
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• 제19권4호
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• pp.105-110
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• 2011

The flight test comes at the end of the aircraft development process and is an unique part. The purposes of the flight test are to evaluate the characteristics of the aircraft and validate its design in the real operating environment. Atmospheric considerations are key elements, when the planner of flight test establishes the flight test planning. The primary objective of atmospheric considerations is to ensure safety of the vehicle. The planning through atmospheric considerations can minimize flight cancellations caused by severe weather. In this paper, we present a program for flight suitability distinction, and develop a program for calculation of available sorties.

• 한국항공운항학회지
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• 제19권4호
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• pp.1-5
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• 2011

The free-wing tilt-body aircraft is researched in the flight performance characteristics for center of gravity (CG) change. All of speed, body tilt angle and center of gravity change are simulated to determine the flight envelope by a non-linear 3-DOF mathematical model. In flight, this aircraft configuration changes by the tiltable empennage. Then, flight dynamics distinguishes from those of a conventional fixed-wing aircraft. Though flight performance and trimmability are studied by CG change, the flight model of free-wing tilt-body aircraft is to reduce the hidden risk and to achieve the successful flight test. It is analyzed the flight characteristics by CG change that distinguishes free-wing tilt-body aircraft from the conventional aircraft.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제8권3호
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• pp.20-26
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• 2014

This paper presents the procedures and the results of the pitch control force via flight test for a light airplane in order to make out the stability of the aircraft and the compliance with concerned regulation. The flight test procedures were determined in order to obtain the aircraft type certification. The instrumentation equipments including airspeed indicator, accelerometer, and pitch control force measurement tools are used to perform the flight test. For the flight test, the airspeed and the pitch control force with related normal acceleration are measured sustaining turn flight with bank angle derived from trim speed. The flight test results showed that the handling qualities of the airplane are complied with the KAS-23, the regulation of the Korean government for the light airplane type certification.

• 대한토목학회논문집
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• 제40권1호
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• pp.105-110
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• 2020

태풍 등과 같은 강풍에 의한 비산물로부터 구조물과 인명의 피해를 최소화하기 위해서는 비산물의 비행 시작 풍속을 예측할 수 있어야 한다. 본 연구의 목적은 강풍 시 비산물의 비행시작 풍속을 예측하기 위한 방법과 예측에 필요한 데이터를 제공하는 것이다. 이를 위해 힘의 평형방정식으로부터 비산물의 비행 시작 풍속 예측식을 제시하였다. 또한 예측식에 필요한 공기력계수를 산출하기 위해 풍동실험을 수행하여 비산물의 길이와 높이의 비에 따른 공기력계수를 측정하고, 아울러 비율에 따른 공기력계수를 계산할 수 있는 경험식을 제시하였다. 예측 비행 시작 풍속을 검증하기 위해 풍동에서 자유비산 실험을 수행하여 비산물의 비행 시작 풍속을 측정하였다. 비산물의 길이와 두께의 비가 10 미만인 경우에는 주로 미끄러짐에 의해 비행이 시작되었고, 10 이상인 경우에는 주로 전도에 의해 비행이 시작되는 것으로 나타났다. 실제 비행 시작 풍속은 예측 풍속과 전반적으로 일치하나 약 20~30 % 낮았다. 이는 도류판 표면의 경계층 흐름 및 시험체의 변형 등이 원인으로 추정되며, 향후 예측 정확도를 높이기 위한 추가 연구가 필요하다.

• 항공우주기술
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• 제12권1호
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• pp.22-31
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• 2013

틸트로터 항공기인 스마트무인기의 회전익모드, 천이모드, 고정익 모드 비행시험을 수행하여 전체 비행영역에 대한 비행제어법칙 검증을 완료하였다. 회전익모드에서는 자동이륙과 자동착륙, 자동호버 비행 및 자동회귀모드 비행을 수행하였다. 천이모드에서는 틸트각 10도 간격으로 속도, 고도, 롤/방위 유지명령을 이용하여 상승, 하강, 좌선회 및 우선회 비행을 수행하고, 자율천이비행을 수행하였다. 회전익모드와 천이모드에서의 로터속도는 98%를 유지하였고, 고정익 모드 비행은 260 km/h 속도에서 로터 회전수를 82%로 감속하여 최대속도까지 점진적으로 영역확장비행을 수행하였다. 최종적으로 대기고도 3 km에서 최고속도 440 km/h까지 도달하였다. 본 논문에서는 스마트무인기의 전체 비행영역에 대해 비행영역 확장시험을 수행하는 동안 획득된 데이터의 분석결과를 제시하고, 규격서의 비행제어 요구조건과 비교하여 비행성이 요구성능을 만족함을 검증하였다.

• Wind and Structures
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• 제13권2호
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• pp.145-167
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• 2010

By using the 'failure' model approach, the effects of wind direction on the flight of sheathing panels from the roof of a model house in extreme winds was investigated. A complex relationship between the initial conditions, failure velocities, flight trajectories and speeds was observed. It was found that the local flow field above the roof and in the wake of the house have important effects on the flight of the panels. For example, when the initial panel location is oblique to the wind direction and in the region of separated flow near the roof edge, the panels do not fly from the roof since the resultant aerodynamic forces are small, even though the pressure coefficients at failure are high. For panels that do fly, wake effects from the building are a source of significant variation of flight trajectories and speeds. It was observed that the horizontal velocities of the panels span a range of about 20% - 95% of the roof height gust speed at failure. Numerical calculations assuming uniform, smooth flow appear to be useful for determining panel speeds; in particular, using the mean roof height, 3 sec gust speed provides a useful upper bound for determining panel speeds for the configuration examined. However, there are significant challenges for estimating trajectories using this method.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.499-505
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• 2004

A Propulsion System of the CRW(Canard Rotor Wing) type UAV(Unmanned Aerial Vehicle) was composed of the turbojet engine to generate the propulsive exhaust gas, and the duct system including straight bent ducts, tip-jet nozzles, a master valve and a variable main nozzle for three flight modes such as lift/landing mode, low speed transition flight mode and high speed forward flight mode. In this study, in order to operate safely the propulsion system, the dynamic Performance behavior of the system was modeled and simulated using the SIMULIN $K^{ }$, which is the user-friendly GUI type dynamic analysis tool provided by MATLA $B^{ }$. In the transient performance model, the inter-component volume model was used. The performance analysis using the developed models was performed at various flight condition, valve angle positions and fuel flow schedules, and these results could set the safe flight mode transition region to satisfy the inlet temperature overshoot limitation as well as the compressor surge margin. Performance analysis results using the SIMULIN $K^{ }$ performance program were compared with them using the commercial program GSP.m GSP.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권4호
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• pp.308-315
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• 2007

연구는 경비행기인 창공-91의 인증 획득을 위한 비행시험의 일부로서 상승성능을 파악하기 위하여 수행되었다. 창공-91은 1993년에 대한민국의 건설교통부로부터 최초로 인증을 취득한 단발엔진을 장착한 일반유형의 5인승 항공기이다. 상승을 위한 비행시험 절차 및 자료는 형식증명을 획득하는데 사용되었다. 톱니형 상승 데이터로부터 양항곡선방법으로 데이터를 처리하여 창공-91의 최대상승률, 최대상승각 속도, 최대상승률 속도, 그리고 절대상승한도를 구하였다. 또한, 상승성능의 결과로부터 양항곡선식을 구함으로써 형상항력계수와 오스왈드 효율계수를 비행기 설계시의 값과 비교하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제9권4호
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• pp.49-54
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• 2015

Accurate aerodynamic data is required for the flight simulation or control logic design of aircraft. The aerodynamic look-up table has been used widely to provide aerodynamic forces and moments for given flight conditions. In this paper, we replace the aerodynamic look-up table with real-time aerodynamic model which calculates aerodynamic forces and moments of quasi-steady flow directly for given flight conditions and control surface deflections. Flight simulations are conducted for the low-speed small UAV using real-time aerodynamic model, and responses of the UAV are predicted successfully for inputs of control surfaces.