• Wind and Structures
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• 제22권1호
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• pp.17-41
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• 2016

To address the uncertainty of the flight trajectories caused by the turbulence and gustiness of the wind field over the roof and in the wake of a building, a 3-D probabilistic trajectory model of flat-type wind-borne debris is developed in this study. The core of this methodology is a 6 degree-of-freedom deterministic model, derived from the governing equations of motion of the debris, and a Monte Carlo simulation engine used to account for the uncertainty resulting from vertical and lateral gust wind velocity components. The influence of several parameters, including initial wind speed, time step, gust sampling frequency, number of Monte Carlo simulations, and the extreme gust factor, on the accuracy of the proposed model is examined. For the purpose of validation and calibration, the simulated results from the 3-D probabilistic trajectory model are compared against the available wind tunnel test data. Results show that the maximum relative error between the simulated and wind tunnel test results of the average longitudinal position is about 20%, implying that the probabilistic model provides a reliable and effective means to predict the 3-D flight of the plate-type wind-borne debris.

• 융합보안논문지
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• 제20권4호
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• pp.3-12
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• 2020

국방 무기체계 연구개발 과정에서 관련 규정이나 지침에 명시되지 않았지만, 연구개발 주관기관 내부적으로도 합리적인 대안 선택의 문제가 많이 발생한다. 대안 선택에 있어서 합리적인 과정이 적용되지 않으면 사업진행에 차질을 초래할 수 있으며, 이로 인해 사업기간 연장이나 추가 자원이 투입되는 상황도 발생된다. 특히 국내 미사일 연구개발 시 시험평가를 위한 많은 의사결정 과제들이 도출되며, 대표적인 것 중의 하나가 시험장 선정의 문제이다. 대안이 되는 시험장의 우선순위만 판단해야 한다면 델파이 기법(Delphi Method)이나 분석적계층과정(Analytic Hirarchy Process)을 활용할 수 있지만, 비용의 투입요소가 고려된다면 자료포락분석(Data Envelopment Analysis) 더 적합하다. 본 연구에서는 미사일 시험 시 발생되는 다양한 의사결정의 문제들을 염출해 보고, 이를 합리적으로 해결할 수 있는 의사결정의 방법이 제시된다. 제시된 의사결정의 프레임워크(Framework)는 국외 시험장을 선정하는 문제와 연관하여 모의 사례연구(Simulated Case Study)로 적용 과정이 연구된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제14회 학술강연논문집
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• pp.8-8
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• 2000

In this paper are presented main power and gasdynamic characteristics of C-l6VK hypersonic test cell of Research Test Center of CIAM. Gasdynamic adjustment of the C-l6VK test cell was carried out with the working section constructed on scheme of Ramjet/scramjet test in free stream. Gasdynamic adjustment was conducted stage by stage in tile following sequence. First, check and preparation of all technical systems and checking measuring system. Than determination of the characteristics of test cell on cold (without the heating of air at entrance) regime and determination of the characteristics of test cell on regimes with the heating of air. Finally determination of tile characteristics of test cell with the loading of the working part by object. On tile final stage of gasdynamic adjustment two experiments with tile axisymmetric Scramjet model loaded into the working part of test cell were conducted. The first experiment was conducted with the purpose of determination of flow parameters with the object leaded into the working part and verification of experiment cyclogram. The second experiment was conducted with injection of hydrogen into the combustion chamber of object, that is tile conditions on test cell simulated Scramjet flight Mach number M = 6. Such methodology of gasdynamic adjustment allows to determine influence of experimental object on flow parameters in the working part at different conditions of experiment (with the burning in combustion chamber of object and without the homing), and also to compare flow characteristics in the object duct.

• 한국항공운항학회지
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• 제15권3호
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• pp.33-45
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• 2007

The collision avoidance maneuver flight simulation for tilt rotor unmanned aerial vehicle was performed by time-accurate numerical integration method based on wind tunnel test data. Five representative collision avoidance maneuvers were simulated under constraints of aerodynamic stall, propulsion power, structural load, and control actuator capability. The collision avoidance performances of the maneuvers were compared by the computed collision avoidance times. The sensitivities of initial flight speed and collision zone shape on the collision avoidance time were investigated. From these results, it was found that the moderate pull-up turn maneuver defined using moderate pitch and maximum roll controls within simulation constraints is the most robust and efficient collision avoidance maneuver under the various flight speeds and collision object shapes in the tilt rotor UAV applications.

• 한국항공운항학회지
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• 제14권3호
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• pp.1-6
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• 2006

The altitude engine test is a sort of engine performance tests carried out to measure the performance of a engine at the simulated altitude and flight speed environments prior to that at the flight test. During the performance test of a engine, various values such as pressures and temperatures at different positions, air flow rate, fuel flow rate, and the load by thrust are measured. These measured values are used to derive the representative performance values such as the net thrust and the specific fuel consumption through a momentum equation. Hence each of the measured values has certain effects on the total uncertainty of the performance values. In this paper, the combined standard uncertainties of the performance variables at the engine test were estimated by the uncertainty analysis of the measurement values and the repeatability and reproducibility of the altitude test measurement were assessed by the analysis of variation on the repeated test data with different operator groups.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2006년도 추계 학술대회논문집
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• pp.41-46
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• 2006

When new weapons are introduced, the target points estimation is one of the important objectives in the flight test as well as the safe separation. The prediction methods help to design the flight test schedule. However, the incremental aerodynamic coefficients in the aircraft flow field so-called BSE are difficult to predict. Generally, the semiempirical methods such as the grid methods, IFM and Flow TGP using database are used for estimation of BSE. However, these methods are quasi-steady methods using static aerodynamic loads. Nowadays the time-accurate CFD method is often used to predict the store separation event. In the current process, the incremental aerodynamic coefficients in BSE regime are calculated directly, and the elimination of delta coefficients is checked simultaneously. This stage can be used for the initial condition of Flow TGP with freestream database. Two dimensional supersonic and subsonic store separation problems have been simulated and incremental coefficients are calculated. The results show the time when the store gets out of BSE region.

• 대한전기학회논문지
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• 제32권10호
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• pp.367-375
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• 1983

미사일의 비생실험 데이타로부터 동력학적 계수를 추정하기 위하여 Extended Kalman Filter(EKF) 알고리즘을 사용하고 시뮬레이숀으로부터 얻어진 비행 데이타를 써서 알고리즘을 해석하였다. 이 알고리즘에서는 여러 가지 미사일에 적용할 수 있도록 자유도가 여섯인 (6-DOF) 운동식을 써서 미사일 모델을 세웠으며 연구결과 EKF가 비생실험후 얻어진 데이타로부터 다수의 미사일 동력학적 계수값을 추정할 수 있음을 알았다. 계수추정 알고리즘과 병행하여 미사일의 구조를 추정하는 알고리즘을 조사하였으며 이 알고리즘은 여러 후보 모델중 비행실험 데이타에 가장 근접한 값을 주는 모델을 선정한다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제15권5호
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• pp.43-49
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• 2021

본 논문은 비행시험 전 수직 이착륙 드론용 배터리 시스템 설계 및 지상 성능 평가에 대하여 다룬다. 배터리를 포함한 드론의 무게는 약 45 kg이며, 4개의 모터를 이용하여 추력을 발생 시키고 방향도 전환할 수 있는 드론이다. 30분 동안 비행임무에 필요한 전력을 시뮬레이션 하였고 그 결과 총 2.4 kWh의 전력이 필요하였다. 전압 운영 범위는 54 V ~ 44 V이며 13셀로 구성된 두 개의 배터리팩을 (4 C-rate) 제작하였다. 그리고 배터리 관리시스템을 장착하여 과전압, 저전압 및 과전류를 방지할 수 있는 기능을 추가하여 무인기 운용 안전성을 높였다. 최종적인 배터리 성능 검증을 위해 -10 ℃, 25 ℃, 40 ℃에서 시뮬레이션 방전 시험을 수행하여 비행 임무를 위한 필요 전력이 충족됨을 확인 하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권6호
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• pp.36-42
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• 2019

본 논문은 유/무인 항공기 복합운용체계 검증을 위한 시뮬레이션 환경 구축 및 통합 시험에 대하여 다룬다. 유/무인 항공기 지상 시뮬레이션 환경 구축을 위해서 유인기용 시뮬레이터인 X-Plane과 무인기용 시뮬레이터 HILS를 연동하여 상호 복합운영이 가능한지 시뮬레이션으로 검증하였다. 실제 비행시험 전 유/무인 항공기 및 지상통제실 간 C Band 및 UHF 채널을 이용한 통신 가능성을 확인하기 위하여 통신장비를 제작하고 유인 항공기를 이용한 검증을 수행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권8호
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• pp.54-63
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• 2004

2002년 11월 28일 발사된 KSR-III 과학로켓에서 공력가열로 인한 온도상승을 측정하였으며, 로켓 외피의 온도 및 공력가열량을 계산하였다. 계산에 사용된 소프트웨어는 이론식에 기초한 경계층을 해석하여 비행시간동안 비정상 공력가열량을 계산하는 MINIVER 코드이며, 비행체 내부로의 일차원 고체 열전도까지 고려하였다. 계산 결과 비행체 내부 페이로드 장착부분의 열전달은 대부분 복사로 이루어지고, 공력가열로 인한 KSR-III 외피 최고온도는 핀에서 $223^{\circ}C$이며 최대 공력가열은 노즈캡에서 $133kW/m^2$이었다. 중요부분에서 재질의 허용온도를 만족하였으며 외피 단열재 설계가 적절히 이루어졌음이 확인되었다.