프로펠러 항공기의 비행동역학 모델링, 비행역학 해석 및 최적 비행경로 설계에 관한 연구 Research on Dynamic Modeling, Flight Dynamic Analysis and Optimum Trajectory Generation for a Propeller Driven Aircraft원문보기
프로펠러 항공기의 경우 프로펠러가 날개 및 동체 등에서 발생하는 공기력에 큰 영향을 준다. 따라서, 항공기의 비행역학 해석에 활용할 수 있는 고충실도 모델을 위해서는 프로펠러로 인하여 발생하는 후류와 공기력의 정확한 예측이 필요하다. 또한, 항공기가 기동 비행하는 비정상 상태 때문에 알맞은 프로펠러 모델이 필요하다. 이러한 목적으로 인하여, 프로펠러에 대하여 복잡한 모델링을 수행하였고 비행역학 해석에 적용하였다. 프로펠러로 인하여 발생하는 공기력은 프로펠러를 span방향으로 분할하여 계산하는 Blade ...
프로펠러 항공기의 경우 프로펠러가 날개 및 동체 등에서 발생하는 공기력에 큰 영향을 준다. 따라서, 항공기의 비행역학 해석에 활용할 수 있는 고충실도 모델을 위해서는 프로펠러로 인하여 발생하는 후류와 공기력의 정확한 예측이 필요하다. 또한, 항공기가 기동 비행하는 비정상 상태 때문에 알맞은 프로펠러 모델이 필요하다. 이러한 목적으로 인하여, 프로펠러에 대하여 복잡한 모델링을 수행하였고 비행역학 해석에 적용하였다. 프로펠러로 인하여 발생하는 공기력은 프로펠러를 span방향으로 분할하여 계산하는 Blade Element Method(BEM)를 이용하여 계산하였다. BEM을 적용하기 위해서는 프로펠러 단면에서의 C-81형태의 공력데이터가 필요하다. 프로펠러로 인하여 항공기의 주익, 미익 및 동체에 발생하는 유도속도는 prescribed wake model을 이용하여 계산하였다. 주익과 미익의 공기력은 Strip Theory를 적용하여 각 날개 단면에서의 불균등한 유동을 고려하여 계산하였다. 또한, 날개로 인하여 발생하는 유도속도는 Vortex Lattice Method와 Biot-Savart Law를 이용하여 계산하였다. 동체의 공기력은 공력계수 표로부터 계산하였다. 여기서, 공력계수 표는 항공기 전기체의 풍동시험 결과를 기반으로 날개로 인하여 발생하는 요소를 감하여 작성하였다. 비행역학 해석은 트림해석, 운동방정식의 선형화, 비행시뮬레이션으로 구분되며 이로부터 프로펠러 항공기의 비행성능, 안정성 및 조종성, 응답특성에 대하여 해석하였다. 개발된 해석 프로그램의 신뢰성은 RC축소모델의 비행시험결과를 통하여 확인하였다. 설계된 프로펠러 항공기에 대하여 최적 비행경로 설계를 수행 함으로서 롤 선회비행과 이륙비행에 대하여 KAS-VLA 51, 157 인증규정의 만족여부를 확인하였다. 최적 비행경로 설계를 위하여 개발된 프로펠러 항공기의 비행동역학 프로그램을 이용하였다. 여기에는 Pseudospectral Method와 Robust Sequential Quadratic Programming(RSQP)기법이 적용되었다. Pseudospectral Method는 Nonlinear Optimal Control Problem(NOCP)문제를 Nonlinear Programming(NLP)문제로 변환하여 풀이하는 직접해법이다. 변환된 NLP문제는 Maratos 효과 및 Inconsistent constraint 문제점을 극복 할 수 있는 RSQP기법을 이용하여 풀이하였다.
프로펠러 항공기의 경우 프로펠러가 날개 및 동체 등에서 발생하는 공기력에 큰 영향을 준다. 따라서, 항공기의 비행역학 해석에 활용할 수 있는 고충실도 모델을 위해서는 프로펠러로 인하여 발생하는 후류와 공기력의 정확한 예측이 필요하다. 또한, 항공기가 기동 비행하는 비정상 상태 때문에 알맞은 프로펠러 모델이 필요하다. 이러한 목적으로 인하여, 프로펠러에 대하여 복잡한 모델링을 수행하였고 비행역학 해석에 적용하였다. 프로펠러로 인하여 발생하는 공기력은 프로펠러를 span방향으로 분할하여 계산하는 Blade Element Method(BEM)를 이용하여 계산하였다. BEM을 적용하기 위해서는 프로펠러 단면에서의 C-81형태의 공력데이터가 필요하다. 프로펠러로 인하여 항공기의 주익, 미익 및 동체에 발생하는 유도속도는 prescribed wake model을 이용하여 계산하였다. 주익과 미익의 공기력은 Strip Theory를 적용하여 각 날개 단면에서의 불균등한 유동을 고려하여 계산하였다. 또한, 날개로 인하여 발생하는 유도속도는 Vortex Lattice Method와 Biot-Savart Law를 이용하여 계산하였다. 동체의 공기력은 공력계수 표로부터 계산하였다. 여기서, 공력계수 표는 항공기 전기체의 풍동시험 결과를 기반으로 날개로 인하여 발생하는 요소를 감하여 작성하였다. 비행역학 해석은 트림해석, 운동방정식의 선형화, 비행시뮬레이션으로 구분되며 이로부터 프로펠러 항공기의 비행성능, 안정성 및 조종성, 응답특성에 대하여 해석하였다. 개발된 해석 프로그램의 신뢰성은 RC축소모델의 비행시험결과를 통하여 확인하였다. 설계된 프로펠러 항공기에 대하여 최적 비행경로 설계를 수행 함으로서 롤 선회비행과 이륙비행에 대하여 KAS-VLA 51, 157 인증규정의 만족여부를 확인하였다. 최적 비행경로 설계를 위하여 개발된 프로펠러 항공기의 비행동역학 프로그램을 이용하였다. 여기에는 Pseudospectral Method와 Robust Sequential Quadratic Programming(RSQP)기법이 적용되었다. Pseudospectral Method는 Nonlinear Optimal Control Problem(NOCP)문제를 Nonlinear Programming(NLP)문제로 변환하여 풀이하는 직접해법이다. 변환된 NLP문제는 Maratos 효과 및 Inconsistent constraint 문제점을 극복 할 수 있는 RSQP기법을 이용하여 풀이하였다.
The propeller highly affects the distribution of air loads over the wing, the fuselage, and the empennage. The wake as well as the force and moments generated by the propeller needs their accurate predictions to get a high fidelity math model. Also, the unsteady effects due to the flight maneuvers s...
The propeller highly affects the distribution of air loads over the wing, the fuselage, and the empennage. The wake as well as the force and moments generated by the propeller needs their accurate predictions to get a high fidelity math model. Also, the unsteady effects due to the flight maneuvers should be correctly reflected in building the propeller aerodynamic model. For these purposes, a complex modeling for the propeller is derived and applied to various flight dynamic analyses in this thesis. The aerodynamic force and moments generated by the propeller are computed using the blade element method(BEM), where the air loads distributed over the blade span are numerically integrated. For the application of the BEM during a maneuvering flight, aerodynamic coefficients for the airfoils used in the blade are tabulated in C-81 format. The induced velocities over the propeller disc are estimated using the prescribed vortex wake model or the classical three-state inflow model. The wake trajectory is traced to computed the air velocity induced to the other aerodynamic components such as the wing, the fuselage and the empennage. The strip theory is adopted in computing the air loads of the main and tail wings to consider uneven distribution of the relative airspeed over wing components. Also, the wing induced velocity is predicted using the vortex lattice method with a rigid wake model. The fuselage aerodynamic loads are computed using the tables for the aerodynamic coefficients. These tables are based on the wind tunnel database and modified reflecting their changes due to wing component models. The modules for three areas of flight dynamic analyses, the trim analysis, the linearization of the motion equations and the flight simulation are developed. The flight performance, the stability and dynamic responses are analized for a propeller driven aircraft. The model fidelity of the analysis program developed in this thesis are validated by comparing the analysis results with the flight test data for a small scale aircraft. As the applications, the optimal trajectory generation techniques are utilized to investigate whether the present design of a propeller driven aircraft meets the certification requirements for the roll maneuver and the take off procedure specified in KAS-VLA 51, 157. The program for the optimal trajectory generation uses the pseudospectual method and the robust sequential quadratic programming(RSQP) algorithm. The pseudospectral method is one of the direct method and can efficiently solve the optimum trajectory generation problem. The transformed NLP problem was solved with the RSQP method with which maratos effect can be minimized and the problem with inconsistent constraints can be handled.
The propeller highly affects the distribution of air loads over the wing, the fuselage, and the empennage. The wake as well as the force and moments generated by the propeller needs their accurate predictions to get a high fidelity math model. Also, the unsteady effects due to the flight maneuvers should be correctly reflected in building the propeller aerodynamic model. For these purposes, a complex modeling for the propeller is derived and applied to various flight dynamic analyses in this thesis. The aerodynamic force and moments generated by the propeller are computed using the blade element method(BEM), where the air loads distributed over the blade span are numerically integrated. For the application of the BEM during a maneuvering flight, aerodynamic coefficients for the airfoils used in the blade are tabulated in C-81 format. The induced velocities over the propeller disc are estimated using the prescribed vortex wake model or the classical three-state inflow model. The wake trajectory is traced to computed the air velocity induced to the other aerodynamic components such as the wing, the fuselage and the empennage. The strip theory is adopted in computing the air loads of the main and tail wings to consider uneven distribution of the relative airspeed over wing components. Also, the wing induced velocity is predicted using the vortex lattice method with a rigid wake model. The fuselage aerodynamic loads are computed using the tables for the aerodynamic coefficients. These tables are based on the wind tunnel database and modified reflecting their changes due to wing component models. The modules for three areas of flight dynamic analyses, the trim analysis, the linearization of the motion equations and the flight simulation are developed. The flight performance, the stability and dynamic responses are analized for a propeller driven aircraft. The model fidelity of the analysis program developed in this thesis are validated by comparing the analysis results with the flight test data for a small scale aircraft. As the applications, the optimal trajectory generation techniques are utilized to investigate whether the present design of a propeller driven aircraft meets the certification requirements for the roll maneuver and the take off procedure specified in KAS-VLA 51, 157. The program for the optimal trajectory generation uses the pseudospectual method and the robust sequential quadratic programming(RSQP) algorithm. The pseudospectral method is one of the direct method and can efficiently solve the optimum trajectory generation problem. The transformed NLP problem was solved with the RSQP method with which maratos effect can be minimized and the problem with inconsistent constraints can be handled.
주제어
#비행역학 해석 최적경로 설계 Strip Theory Blade Element Theory Prescribe Wake Model Pseudospectral Method RSQP
학위논문 정보
저자
박태산
학위수여기관
건국대학교 대학원
학위구분
국내석사
학과
항공우주정보시스템공학과
지도교수
김창주
발행연도
2014
총페이지
173
키워드
비행역학 해석 최적경로 설계 Strip Theory Blade Element Theory Prescribe Wake Model Pseudospectral Method RSQP
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