• 항공우주시스템공학회지
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• 제11권5호
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• pp.56-64
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• 2017

고고도 장기체공 항공기는 기상조건이 크게 변하지 않는 성층권 내에서 장기간 임무를 수행하며, 비교적 저속으로 순항할 수 있는 추진기관을 선택하여야 한다. 다단 터보차저 시스템과 왕복동 엔진으로 구성된 추진기관은 고도와 상관없이 동일한 추력을 내는 고효율 추진기관으로 알려져 있으며, 이러한 특성으로 인해 여러 고고도 항공기의 추진기관으로 활용되었다. 본 논문에서는 주로 국외에서 개발된 다단 터보차저 시스템이 장착된 왕복동 엔진을 추진기관으로 사용한 항공기 현황을 소개하고, 해당 추진기관 중 가장 중요한 역할을 담당하는 다단 터보차저 시스템에 대한 국내외 연구개발 동향을 살펴보도록 한다.

• 한국항공운항학회지
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• 제24권4호
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• pp.35-43
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• 2016

UAV has been promoted for practical use in the field of civilian and military. Recently, UAV is required high-specification performance such as long-term flight and precision observation. Among these UAVs, High Altitude Long Endurance UAV(HALE UAV) has been developed for the purpose to replace some of the functions of the satellite such as meteorological observation, communications and internet relay while flying a long period in the stratosphere. In order to fly a long period in harsh environment of the stratosphere, aircraft needs high Lift-Drag-Ratio and weight reduction of the structure. This paper performed the structural analysis for fuselage and empennage of HALE UAV. Critical loading conditions for structural analysis are acquired from flight load analysis and finally the results of structural sizing for weight reduction is presented.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제12권1호
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• pp.35-41
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• 2018

무인기는 관측, 통신중계, 정보 수집 등 여러 분야에서 다양한 목적으로 활용되고 있다. 최근 개발되는 무인기는 장시간 체공을 하면서 현재 수준보다 정밀하고 다량의 정보 수집이 가능하도록 고사양의 성능이 요구되고 있다. 현재, 국내에서는 인공위성의 일부 기능 대체를 목적으로 성층권에서 장기간 비행하기 위한 고고도 장기체공무인기가 개발되고 있다. 본 연구는 고고도 장기체공 무인기용으로 개발 중인 기체구조에 대한 구조 건전성 평가의 일환으로 동체 및 미익 체결부에 대한 안전여유 계산을 통하여 구조 건전성을 평가하였다. 그 결과로, 개발 중인 무인 비행체의 기체 구조 체결부에 대한 설계 타당성을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권6호
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• pp.468-477
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• 2014

본 연구에서는 태양광 고고도 무인항공기가 어떻게 태양광 에너지만을 이용해서 지상에서 이륙, 상승비행을 하여 임무고도인 18 km 지점까지 도달할 수 있는지에 관한 연구를 수행하였다. 주익면적 $35.98m^2$와 가로세로비 25의 글라이더 형태의 항공기가 기준 항공기 형상으로 사용되었다. 미국 나사의 공개 프로그램인 OpenVSP와 XFLR5을 사용하여 형상변수 및 양력계수와 항력계수를 계산하였으며, 태양광으로부터의 가용에너지와 상승비행에 필요한 에너지 균형을 통해 항공기의 상승비행을 예측하였다. 각 고도에서 비행속도를 최소화하여 최소시간 상승비행이 가능하도록 하였고 이륙시간에 따른 임무고도 도달까지의 총소요시간과 소모되는 에너지량을 예측하였다. 또한 편서풍과 비행속도에 의한 항공기의 이동거리를 계산하였다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2014년도 추계학술대회 논문집
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• pp.189-192
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• 2014

Recently, development of electric powered UAV for high altitude and long endurance mission has been conducted worldwide. Long endurance requirement necessitates high lift over drag (L/D) aerodynamic characteristics and lightweight structures, leading to highly flexible wings with high aspect ratio. These highly flexible wings increase the danger of catastrophic aircraft failure due to flutter, which is a dynamic aeroelastic instability occurring from the interaction of aerodynamic, inertial, and elastic forces acting on the aircraft flying through the air. In this paper, flexible wing for electric powered UAV whose skin is fabricated using mylar film for lightweight design is briefly explained. In addition, flutter analysis procedures and results for the flexible wing in order to substantiate the aeroelastic stability requirements are presented.

• 한국항행학회논문지
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• 제20권5호
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• pp.401-407
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• 2016

본 논문에서는 태양광 장기체공 무인기의 전력모델을 포함한 3차원 경로계획과 유도에 대하여 기술한다. 본 논문에서 사용한 Dubins curve는 계산속도가 빨라 경로계획에 곧바로 적용이 가능하다는 장점이 있다. 하지만 Dubins curve의 경로생성 문제는 2차원 평면에서 정의되기 때문에 실제 항공기의 경로계획을 위해 Randal W. Beard에 의해 수행된 비행 경로각의 한계를 고려하여, 고도 차이에 따라 선회경로를 추가하는 방식의 3차원 Dubins 경로생성 알고리즘을 활용하였다. 본 논문에서 사용한 항공기 모델은 Aileron이 없기 때문에 Rudder를 사용하여 횡축 방향 제어기를 설계하였으며, 비선형 경로추종 유도기법을 사용하여 경로추종 시뮬레이션을 수행하였다. 고도조건에 따른 예제를 생성하였으며, 시뮬레이션 결과 생성된 경로를 잘 추종하는 것을 확인하였다. 마지막으로 태양에너지 수율에 대한 계산식을 통해 태양광 장기체공 무인기의 전력 시스템을 모델링하여 48시간 연속비행 시뮬레이션을 실시하였고, 이에 대한 시뮬레이션 결과를 제시하였다.

• 한국항공운항학회지
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• 제25권3호
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• pp.35-43
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• 2017

Research for solar-powered high altitude long endurance(HALE) UAV was conducted by Korea Aerospace Research Institute(KARI), and the EAV-3 with 19.5m wing span was developed. For HALE flight, aircraft should be lightly designed. Especially, airframe structure that accounts for a large portion of the total weight of aircraft should be lightweight. In this paper, development process of airframe structure for solar-powered HALE UAV, EAV-3, is described briefly. Domestic developed T-800 grade CFRP(Carbon Fiber Reinforced Plastic) composite material with high modulus and strength was used to design main load carrying structures. Flightloads analysis that takes into account large structural deformation was carried out. Stress and flutter analyses for airframe structure sizing were conducted. Static strength test for main wing and aircraft ground vibration test were conducted successfully and structural integrity was secured.

• 한국소음진동공학회논문집
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• 제24권1호
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• pp.14-20
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• 2014

Recent developments for high altitude, long endurance conventional UAVs(HALE UAVs) have revealed new issues regarding aircraft structure design and analysis. First of all, due to intensive mission requirements, the structures of HALE UAVs have lightweight and very flexible main wing with high aspect ratio, and slender fuselage. For this kind of structures, aeroelastic characteristics are different from conventional aircrafts. Hence, currently developed analysis methods are not suitable to fully understand strucutral dynamics of the very flexible aircraft, and to guarantee structural reliability. Therefore, various structural studies considering nonlinear behaviors which are generally ignored for the conventional aircraft strucutral analyis have been attracting researchers interests. Nonlinear flutter of the very flexible wing is one of the subject to be studied in combination with strong coupling between aeroelastic characteristics and flight dynamics. Herein, as preliminary study, modeling and nonlinear system analysis of the 2D airfoild with torsional nonlinearity have been discussed.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2013년도 추계학술대회 논문집
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• pp.226-231
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• 2013

Recent developments for high altitude, long endurance conventional UAVs (HALE UAVs) have revealed new issues regarding aircraft structure design and analysis. First of all, due to intensive mission requirements, the structures of HALE UAVs have lightweight and very flexible main wing with high aspect ratio, and slender fuselage. For this kind of structures, aeroelastic characteristics are different from conventional aircrafts. Hence, currently developed analysis methods are not suitable to fully understand strucutral dynamics of the very flexible aircraft, and to guarantee structural reliability. Therefore, various structural studies considering nonlinear behaviors which are generally ignored for the conventional aircraft strucutral analyis have been attracting researchers interests. Nonlinear flutter of the very flexible wing is one of the subject to be studied in combination with strong coupling between aeroelastic characteristics and flight dynamics. Herein, as preliminary study, modeling and nonlinear system analysis of the 2D airfoild with torsional nonlinearity have been discussed.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제7권1호
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• pp.99-105
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• 2006

In this study, nonlinear static and dynamic aeroelastic analyses for a high-aspect-ratio wing have been performed. To achieve these aims, the transonic small disturbance (TSD) theory for the aerodynamic analysis and the large deflection beam theory considering a geometrical nonlinearity for the structural analysis are applied, respectively. For the coupling between fluid and structure, the transformation of a displacement from the structural mesh to the aerodynamic grid is performed by a shape function which is used for the finite element and the inverse transformation of force by work equivalent load method. To validate the current method, the present analysis results of a high-aspect-ratio wing are compared with the experimental results. Static deformations in the vertical and torsional directions caused by an angle of attack and gravity loading are compared with experimental results. Also, static and dynamic aeroelastic characteristics are investigated. The comparisons of the flutter speed and frequency between a linear and nonlinear analysis are presented.