선택한 단어 수는 입니다.
최소 단어 이상 선택하여야 합니다.
최소 단어 이상 선택하여야 합니다.
선택한 단어 수는 30입니다.
최대 10 단어까지만 선택 가능합니다.
최대 10 단어까지만 선택 가능합니다.
문제 정의
- 본 연구는 Velocity-173의 가로안정성 향상에 관한 것이다. 항공기가 이미 제작되어 있는 상태에서 가로 안정성을 향상시키는 대표적인 방법은 Dorsal Fin, 및 Ventral Fin등을 부착하는 것이다.
- 본 연구를 통해 소형 커나드 항공기의 가로안정성을 향상시키는 방법을 실현하였다. 가로안정성을 향상시키기 위하여 수직미익 아래 부착 가능한 패널을 설계 및 제작하였으며 패널 부착 효과를 확인하기 위하여 약 30시간의 비행시험이수행되었다.
제안 방법
- 본 연구에서는 패널설계 과정에서 AAA 를 이용하였다. AAA 는 DATCOM9)과 같은 해석적인 방법에서 지원하지않는 Velocity-173의 형상까지도 지원하므로 패널설계과정에서 AAA를 이용하여 패널부착으로 인한 가로안정성의 변화를 예측하였다. AAA해석은다음과 같은 세 가지 조건에 대해 수행되었다.
- Velocity-173의 가로안정성의 층가 경향을 확인하기 위하여 0.5ft와 1.0ft의 두 가지 종류의 패널을 제작하였다. 길이가 긴 1.
- Velocity-173의 공력자료를 생성하기 위하여 세 가지 형상에 대하여 약 30시간의 비행시험을 수행하였다. 비행시험으로부터 공력 파라미터를 추정하기 위해서는 통상적으로 적절한 조종입력을 가하여 항공기 에 교란을 발생 시키 는데 조종입 력의 형태와 크기에 따라 파라미터 추정치의 정확도와 신뢰성이 달라진다.
- 가로안정성을 향상시키기 위하여 수직미익 아래 부착 가능한 패널을 설계 및 제작하였으며 패널 부착 효과를 확인하기 위하여 약 30시간의 비행시험이수행되었다. 비행시험 데이터로부터 공력 미계수를 추정하기 위하여 최대공산추정법을 이용하였다.
- 속도에서 실시하였다. 가로운동에 대하여조종면에 일련의 조종입력을 가하여 교란된 비행체의 응답을 측정하였다. 비행시험은 가로 운동비행특성을 표현하는 대표적인 비행 모드인 더치롤, 스파이럴, 롤 모드에 대해 수행하였다.
- 본 연구에서는 다양한 조종입력 중에서 NTPS(National Test Pilot School)')에서 권고하는 방법을 적용하여 비행시험을 수행하였다. 비행시험은 4, 000 ft의 고도에서 80, 90, 100 kts의 속도에 대해 수행되었으며, 통계적인 특성을 확보하기 위하여 같은 비행 조건에서 10회 이상 시험을 반복하였다. 모든 센서들은 비행시험 전에 보정되었다.
- 가로운동에 대하여조종면에 일련의 조종입력을 가하여 교란된 비행체의 응답을 측정하였다. 비행시험은 가로 운동비행특성을 표현하는 대표적인 비행 모드인 더치롤, 스파이럴, 롤 모드에 대해 수행하였다. 비행시험을 위한 입력은 NTPS (National Test Pilot School)5)에서 제시하는 방법을 기준으로 실시하였다.
- 비행시험을 수행하였다. 비행시험을 통하여가로 및 세로 안정/조종 미계수를 추출하였다. 비행시험 데이터를 분석한 결과, Velocity- 173은 세로 안정성은 매우 우수하지만, 가로 안정성은 상대적으로 나쁘다는 것을 알 수 있었다? 지, 3)
- 비행시험을 통해 획득된 데이터는 일련의 처리과정을 통해 6자유도로 구성된 선형 비행운동 모델로부터 미소교란 이론을 이용하여 유도된 상태 -공간 형태의 운동 방정식에 적용되었다. 이를 선형 비행체 시스템의 파라미터 추정에 가장 대중적으로 사용하는 최대공산추정법을 이용하여 파라미터를 추정하였다.
- 이러한 결과를 이용하여 0.5ft, 1.0ft 길이의 패널을 제작하였다. 패널부착으로 인한 효과를 확인하기 위하여 패널은 장/탈착이 용이하도록 설계되었다.
- 그러나 엔진이 후방에 위치한 Velocity-173의 경우에는 엔진 앞에 어떤 부착물을 부착하면 프로펠러의 흐름을 방해할 수도 있고, 또한 비행 안전에 위협이 될 수도 있다. 이러한 점을 고려하여, 가로안정 성에 많은 영향을 미치는 수직 미익의 면적을 변화시키는 패널을 부착하였다.
- 파라미터 추정 결과, 수직미익 아래 부착되는패널의 크기가 커질수록 항공기의 가로안정성이향상되는 것을 확인할 수 있었으나 너무 패널이커질 경우 과도한 가로안정성을 갖게됨을 알 수 있었다. 초기에 가로 안정성을 증가시키기 위해패널 크기를 1.0ft로 제작하여 비행시험을 수행하였으며, 결과 분석 후 과도한 가로 안정성을 보임으로써 패널 크기를 0.5ft로 바꾸어 다시 시험비행을 수행하였다. 시험 결과 가로 안정성에 영향을 주는 주용 미계수들이 패널이 없는 경우와 0.
- 설계/제작하였다. 패널 부착으로 인한 비행 특성의 변화를 관찰하기 위해 장착과 탈착이 용이하도록 패널을 설계하였다.
- 패널 설계과정에서 AAA를 이용하여 변경된형상에 대한 가로안정성 해석을 수행하였다. AAA는 DARcorporation에서 개발한 항공기 설계/해석 프로그램이다.
- 0ft 길이의 패널을 제작하였다. 패널부착으로 인한 효과를 확인하기 위하여 패널은 장/탈착이 용이하도록 설계되었다. 그림 2는 수직미익 아래 부착된 패널을 나타낸 것으로 형 상 II가 0.
- 해석 결과를 바탕으로 복합재료를 이용하여 패널을 설계/제작하였다. 패널 부착으로 인한 비행 특성의 변화를 관찰하기 위해 장착과 탈착이 용이하도록 패널을 설계하였다.
대상 데이터
- 시험대상 항공기는 한국항공우주연구원 소형 기연구그룹이 제작한 4인승 커나드 항공기 Velocity-173이다. Velocity-173은 전형적인 커나드 항공기이다.
데이터처리
- 추정된 파라미터는 비행시험 데이터와 비교하였으며, 공학적 판단, 점산, Cramer-Rao bound 등으로 정확성을 검증하였다.6.
- Cramer-Raobound의 계산치를 물리적으로 판단하기는 쉽지않지만 통계학적으로는 분산이나 표준편차의 개념이 강하다. 표 3에 비행시험데이터로부터 추정된 가로운동에 대한 안정 및 조종 미계수의 Cramer-Rao bound를 계산하여 정리하였다. 그값을 살펴보면 모든 파라미터들의 Cramer-Rao bound가 충분히 작다는 것을 알 수 있다.
이론/모형
- 본 연구에서는 가격함수를 최소화하기 위한 방법으로 가격함수의 1차, 2차 구배벡터를 이용하는 뉴튼-랩슨 (Newton-Raphson) 알고리듬을 이용하였다. Taylor Series를 이용하여 가격함수를 전개하면 다음과 같다.
- 비행시험으로부터 공력 파라미터를 추정하기 위해서는 통상적으로 적절한 조종입력을 가하여 항공기 에 교란을 발생 시키 는데 조종입 력의 형태와 크기에 따라 파라미터 추정치의 정확도와 신뢰성이 달라진다. 본 연구에서는 다양한 조종입력 중에서 NTPS(National Test Pilot School)')에서 권고하는 방법을 적용하여 비행시험을 수행하였다. 비행시험은 4, 000 ft의 고도에서 80, 90, 100 kts의 속도에 대해 수행되었으며, 통계적인 특성을 확보하기 위하여 같은 비행 조건에서 10회 이상 시험을 반복하였다.
- 8ft이므로 이/착륙시에 문제가 없을 것으로 판단하였으며 실제 이착륙에서도 문제가 없었다. 본 연구에서는 패널설계 과정에서 AAA 를 이용하였다. AAA 는 DATCOM9)과 같은 해석적인 방법에서 지원하지않는 Velocity-173의 형상까지도 지원하므로 패널설계과정에서 AAA를 이용하여 패널부착으로 인한 가로안정성의 변화를 예측하였다.
- 가로안정성을 향상시키기 위하여 수직미익 아래 부착 가능한 패널을 설계 및 제작하였으며 패널 부착 효과를 확인하기 위하여 약 30시간의 비행시험이수행되었다. 비행시험 데이터로부터 공력 미계수를 추정하기 위하여 최대공산추정법을 이용하였다. 파라미터 추정 결과, 수직미익 아래 부착되는패널의 크기가 커질수록 항공기의 가로안정성이향상되는 것을 확인할 수 있었으나 너무 패널이커질 경우 과도한 가로안정성을 갖게됨을 알 수 있었다.
- 비행시험 데이터를 이용하여 파라미터를 추정하는 방법으로는 최대 공산추정 법 (Maximum Likelihood Estimation Method, MLE)6).8)을 이용하였다. 최대공산추정법은 현재까지 개발된 파라미터 추정 기법 중에 가장 우수한 방법이라고 알려져 있다.
- 비행시험은 가로 운동비행특성을 표현하는 대표적인 비행 모드인 더치롤, 스파이럴, 롤 모드에 대해 수행하였다. 비행시험을 위한 입력은 NTPS (National Test Pilot School)5)에서 제시하는 방법을 기준으로 실시하였다.
- 형태의 운동 방정식에 적용되었다. 이를 선형 비행체 시스템의 파라미터 추정에 가장 대중적으로 사용하는 최대공산추정법을 이용하여 파라미터를 추정하였다.
- 패널이 부착되지 않은 경우와 패널이 부착된 경 우에 대하여 최 대공산추정법 을 이용하여 가로안정/조종 미계수를 추출하였다. 추정한 미 계수를 분석한 결과, 패널을 부착할 경우 Velocity- 173의 가로안정성이 향상됨을 확인할 수 있었다 .
성능/효과
- AAA는 DARcorporation에서 개발한 항공기 설계/해석 프로그램이다. AAA를 이용한 해석 결과, 패널을 부착할 경우 가로안정성이 향상됨을확인할 수 있었다.
- AAA 해석 결과를 나타낸 것이다. 결과를 살펴보면, 가로방향 힘 관련 미계수와 빗놀이 (yawing) 관련 미계수들의 값들에 많은 변화가 있는 반면, 옆놀이(rolling) 관련 미계수들은 변화가 크지 않음을 알 수 있다. 이러한 결과는 비행시험 데이터를이용한 파라미터 추정과정에서 파라미터 추정의정확도를 판단하는 기준으로 이용될 수 있다.
- 패널이 부착되어 그 크기가 커질 수록 가로운동 파라미터들이 안정성이 증가 되는 방향으로 그 값이 변화됨을 확인할 수 있다. 또한,, 빗놀이(yawing) 관련 미계수들은 그 값 변화가 있지만, 옆놀이 (rolling) 관련 미계수들 그 값의 변화가 거의 없음을 확인할 수 있었 특히 C&, CNe, Cn,계수는 패널이 커짐에 따라 값이 증가하여 방향 안정성을 증가시키는 것을 보여주었으며, 스파이럴 모드에는 CLs, Cn,, Cl,,Cn, 계수는 패널 영향을 주 크기가 증가하면서 값이 증가하여 안정성이 감소하는 것으로 나타났다. 그러나 경항공기 급의 안정성 범위를 크게 벗어나지 않았으며, 실제 비행에서도 더치롤 안정성 증가에 비해 스파이럴 불안정을 보이지 않았다.
- 비행시험을 통하여가로 및 세로 안정/조종 미계수를 추출하였다. 비행시험 데이터를 분석한 결과, Velocity- 173은 세로 안정성은 매우 우수하지만, 가로 안정성은 상대적으로 나쁘다는 것을 알 수 있었다? 지, 3)
- 5ft로 바꾸어 다시 시험비행을 수행하였다. 시험 결과 가로 안정성에 영향을 주는 주용 미계수들이 패널이 없는 경우와 0.5ft, 1.0ft로 크기를 바꿈에 따라 선형적으로 변화하는 것을 확인할 수 있었다.
- 미계수를 추출하였다. 추정한 미 계수를 분석한 결과, 패널을 부착할 경우 Velocity- 173의 가로안정성이 향상됨을 확인할 수 있었다 .
- 비행시험 데이터로부터 공력 미계수를 추정하기 위하여 최대공산추정법을 이용하였다. 파라미터 추정 결과, 수직미익 아래 부착되는패널의 크기가 커질수록 항공기의 가로안정성이향상되는 것을 확인할 수 있었으나 너무 패널이커질 경우 과도한 가로안정성을 갖게됨을 알 수 있었다. 초기에 가로 안정성을 증가시키기 위해패널 크기를 1.
- 표 4에 정리된 값들은 파라미터 추정 후에 선형 시뮬 레 이 션, Cramer-Rao bound, 공학적 판단 및 점 산 등의 판단기준에 적절한 결과만 추출하여 평 균을 취한 것이다. 패널이 부착되어 그 크기가 커질 수록 가로운동 파라미터들이 안정성이 증가 되는 방향으로 그 값이 변화됨을 확인할 수 있다. 또한,, 빗놀이(yawing) 관련 미계수들은 그 값 변화가 있지만, 옆놀이 (rolling) 관련 미계수들 그 값의 변화가 거의 없음을 확인할 수 있었 특히 C&, CNe, Cn,계수는 패널이 커짐에 따라 값이 증가하여 방향 안정성을 증가시키는 것을 보여주었으며, 스파이럴 모드에는 CLs, Cn,, Cl,,Cn, 계수는 패널 영향을 주 크기가 증가하면서 값이 증가하여 안정성이 감소하는 것으로 나타났다.
후속연구
- 본 연구 결과는 새로운 형태의 커나드 항공기개발에 적용되어 보다 안전하고 성능이 우수한커나드 항공기 개발을 위하여 사용될 수 있을 것으로 기대된다.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.