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제안 방법
- 12% 축소형 모델을 활용한 시험 결과와 CFD⑶ 를 활용한 형상의 분석을 통하여 TR-S2")라고 불 리는 형상을 개발하여 40% 축소형 모델을 사용 하여 항우연 중형아음속풍동에서 시험하였다. TR-S2 형상 풍동시험에서는 스마트 무인기가 순항하는 과정에서는 플랩퍼론(Flaperon)을 10도 의 변위각을 갖도록 변형시켜서 운항을 해야 하 는데, 이 조건에서 최적의 양항비를 얻기 위하여 Semi-Slotted Fl叩eron이라는 고양력 장치를 활용 하였다.
- 40% 축소형 TR-S4모델의 풍동시험은 다양한 조건에 대해서 시험을 하였다. 시험 결과들은 먼 저 측정한 데이터들의 신뢰성을 확인하기 위한 반복성 시험, 모델을 구성하는 부품을 추가해 가 면서 측정한 시험, 수평꼬리날개의 설치각, 플랩 퍼론과 에일로런 변위각 효과 등에 대해서 정리 하였다.
- EO/IR 카메라를 부착한 경우에 피칭모멘트가 “negative” 방향으로 커 지는 현상을 확인하기 위 하여 양력계수의 특성을 면밀히 검토하였다. EO/IR 카메라를 부착하면 양력계수가 최대 0.
- Fig. 3과 같이 스마트 무인기 모델을 구성하는 부품들을 추가해 가면서 이들에 의한 공력계수 변화를 관찰하였다. 가장 간단한 형상인 동체(F), 주익 (W), 나셀(N) 그리고 T-Tail(T)를 부착한 형상 (FWNT) 을 기본으로 하여, Air-Intake 를 부착한 FAWNT, EO/IR 카메라 부착 FACWNT, 그리고 전기체 형상(FACWNT)에 Ventral Fin, VHF 안테 나, Ku-Band 안테나, 동체와 수평꼬리날개에 4개 안테나를 동시에 부착한 효과, 동체 상부에 위치 한 두 개의 전자방비 냉각용 열교환기를 부착한 효과에 대해서 비교하였다.
- 12% 축소형 모델을 활용한 시험 결과와 CFD⑶ 를 활용한 형상의 분석을 통하여 TR-S2")라고 불 리는 형상을 개발하여 40% 축소형 모델을 사용 하여 항우연 중형아음속풍동에서 시험하였다. TR-S2 형상 풍동시험에서는 스마트 무인기가 순항하는 과정에서는 플랩퍼론(Flaperon)을 10도 의 변위각을 갖도록 변형시켜서 운항을 해야 하 는데, 이 조건에서 최적의 양항비를 얻기 위하여 Semi-Slotted Fl叩eron이라는 고양력 장치를 활용 하였다.
- 성능 및 안정성 특성을 예측하기 위해 제작된 TR-S4 형상은 모델을 구성하는 부품들은 탈착하 도록 제작되었다. TR-S4 모델을 제작하는 과정에 서는 제작 기간을 단축하기 위하여 TR-S2에 사용 하였던 모델에 수지를 추가로 부착한 이후에 가 공하여 동체를 구성하였다. 제작된 TR-S4 형상 모 델은 Tilt-rotor의 파워 효과를 모사하는 시험 장치 와 병행하여 시험을 하도록 제작되었는데, 파워 효과 시험 과정에서는 나셀을 제거하고 나셀 위 치에 파워 효과용 장치를 설치하도록 하였다.
- 3과 같이 스마트 무인기 모델을 구성하는 부품들을 추가해 가면서 이들에 의한 공력계수 변화를 관찰하였다. 가장 간단한 형상인 동체(F), 주익 (W), 나셀(N) 그리고 T-Tail(T)를 부착한 형상 (FWNT) 을 기본으로 하여, Air-Intake 를 부착한 FAWNT, EO/IR 카메라 부착 FACWNT, 그리고 전기체 형상(FACWNT)에 Ventral Fin, VHF 안테 나, Ku-Band 안테나, 동체와 수평꼬리날개에 4개 안테나를 동시에 부착한 효과, 동체 상부에 위치 한 두 개의 전자방비 냉각용 열교환기를 부착한 효과에 대해서 비교하였다.
- 스마트 무인기 TR-S4 형상의 기준 수평꼬리날 개의 설치각은 -1 도로 고정되었다. 그러나 조만간 수행될 RC 모델을 활용한 비행시험에서 호버링 을 마치고 천이하는 과정에서 돌발 상황이 발생 할 경우를 대비하여 다양한 설치각에 대한 데이 터를 확보할 목적으로 설치각 -3, -1, 0, 2도에 대 한 시험을 수행하였다.
- 스마트 무인기에 사용한 플랩퍼론 방식은 TR-S2 형상이 개발되기 전까지는 간단한 Plain 형식을 사용하였으나, 사업단에서 요구하는 성능을 만족 시키기 위하여 TR-S2 모델 풍동시험과정©에서는 Plain과 Semi-Slotted Flaperon 개념을 비교하여 Semi-Slotted 형태로 선정하였다.
- 스마트 무인기의 40% 축소형 모델을 제작하여 항우연 중형아음속 풍동에서 정적 조건에 대한 풍 동시험을 수행하였다. 시험에서는 모델 Component build-up에 의한 공력계수 변화, 수평꼬리날개 설 치각 효과, 플랩퍼론과 에일러론 변위각에 의한 공력특성을 측정하였다.
- 스마트무인기에 대한 연구가 계속되면서 항우 연에서는 적합한 형상을 개발하기 위하여 설계 변수로 고려한 수평꼬리날개 형태 (T-tail vs. Conventional Tail)와 적합한 주익의 설치각을 찾 기 위한 시험들을 12% 축소형 모델을 사용하여 시험을 하였다. 시험 결과를 토대로 수평꼬리날 개는 T-tail로 결정하였고, 주익의 설치각도 1도로 고정하였다.
- 40% 축소형 TR-S4모델의 풍동시험은 다양한 조건에 대해서 시험을 하였다. 시험 결과들은 먼 저 측정한 데이터들의 신뢰성을 확인하기 위한 반복성 시험, 모델을 구성하는 부품을 추가해 가 면서 측정한 시험, 수평꼬리날개의 설치각, 플랩 퍼론과 에일로런 변위각 효과 등에 대해서 정리 하였다.
- Conventional Tail)와 적합한 주익의 설치각을 찾 기 위한 시험들을 12% 축소형 모델을 사용하여 시험을 하였다. 시험 결과를 토대로 수평꼬리날 개는 T-tail로 결정하였고, 주익의 설치각도 1도로 고정하였다.®)
- 스마트 무인기의 40% 축소형 모델을 제작하여 항우연 중형아음속 풍동에서 정적 조건에 대한 풍 동시험을 수행하였다. 시험에서는 모델 Component build-up에 의한 공력계수 변화, 수평꼬리날개 설 치각 효과, 플랩퍼론과 에일러론 변위각에 의한 공력특성을 측정하였다.
- 에일러론을 변경한 경우는 세로안정성보다 Lateral/Directional 안정성에 주는 영향을 분석하는 것이 타당하므로 양력과 피칭모멘트에 대한 그림 을 생략하고, 롤링과 요잉모멘트 특성에 대해서 만 언급하기로 한다. 풍동시험과정에서는 Clean 형상뿐만 아니라 나셀 Tilting각을 변경시켜 가면 서 즉정을 하였는더L 본 논문에서는 나셀 Tilting 경우는 제외하였다.
- 특징은 카메라를 고정하기 위한 치구가 양쪽에 위치하였는데, 이 효과를 관찰하기 위한 유동가 시화 시험에서도 외부에 노출된 치구에 의해서 유동박리가 심하게 발생하는 현상을 관찰하였다. 이 논문에서는 스마트 무인기 TR-S4 형상을 구 성하는 각종 부품들을 부착해 가면서 측정한 결 과, 수평꼬리날개 설치각에 따른 공력계수 변화, 플랩퍼론과 에일러론(Aileron) 변위각 변경에 따 른 공력계수의 특성들을 정 리하였다.
- 또한 주익의 끝단과 만나는 지점은 거의 직각에 가까운 구배를 가지고 있다. 이처럼 형상 의 급격한 구배 변화에 의한 효과를 검증하기 위 하여 유동가시화 시험을 수행하였다. 시험결과 나셀 Tilting각이 0도인 경 우에 도 박리된 유동이주익의 끝단에 영향을 미쳐 스마트 무인기의 공 력특성을 저해하는 요소로 관찰되었다.
- TR-S4 모델을 제작하는 과정에 서는 제작 기간을 단축하기 위하여 TR-S2에 사용 하였던 모델에 수지를 추가로 부착한 이후에 가 공하여 동체를 구성하였다. 제작된 TR-S4 형상 모 델은 Tilt-rotor의 파워 효과를 모사하는 시험 장치 와 병행하여 시험을 하도록 제작되었는데, 파워 효과 시험 과정에서는 나셀을 제거하고 나셀 위 치에 파워 효과용 장치를 설치하도록 하였다. TR-S2 형상에서는 동체 후방에는 VHF 와 Ku-Band 안테나 순서로 부착하였으나, TR-S4 형 상에서는 두 안테나의 위치를 변경하였다.
- 제작된 TR-S4 형상 모델은 Tilt-rotor의 파워 효 과를 모사하는 시험 장치와 병행하여 시험을 하 도록 제작되었는데, 파워 효과 시험 과정에서는 Fig. 3의 나셀을 제거하고 나셀 위치에 파워 효과 용 장치를 설치하도록 하였다.
- 증분량 변화를 좀더 면밀히 검토하기 위하여 플랩퍼론을 많이 사용하는 받음각 영역인 -2도부 터 10도 사이의 증가를 비교하였다. 플랩퍼론 변 위각이 5, 10, 20도로 증가시키면, 이 구간에서 얻을수 있는 양력계수 증가는 선형적인 특성을 가지고 증가하는 반면, 30도인 경우에는 다른 변 위각 경우보다 증분량이 30% 정도 감소하는 결 과를 보여준다.
- 측정 결과의 반복성을 확인하기 위하여 시험 도중에 예전에 수행한 형상으로 모델을 교체하여 시험을 수행하였다. 이 방법을 활용하면 측정된 결과들의 반복성과 모델 형상 변경 과정이 얼마 나 동일한 조건으로 모델을 조립하였는지를 확인 할수 있다.
- 2는 새롭게 부착된 EO/IR 카메라의 모습을 보여준다. 특징은 카메라를 고정하기 위한 치구가 양쪽에 위치하였는데, 이 효과를 관찰하기 위한 유동가 시화 시험에서도 외부에 노출된 치구에 의해서 유동박리가 심하게 발생하는 현상을 관찰하였다. 이 논문에서는 스마트 무인기 TR-S4 형상을 구 성하는 각종 부품들을 부착해 가면서 측정한 결 과, 수평꼬리날개 설치각에 따른 공력계수 변화, 플랩퍼론과 에일러론(Aileron) 변위각 변경에 따 른 공력계수의 특성들을 정 리하였다.
- 스마트 무인기 주익 뒷전에는 다른 조종면이 없이 플랩퍼론만 부착되어 있고, 이 플랩퍼론을 동시에 같은 방향으로 움직이면 항공기에서 사용 하는 플랩 역할을 하고, 좌우에 있는 플랩퍼론의 변위각을 서로 다른 방향으로 하면 에일러론 역 할을 한다. 풍동시험에서 적용한 에일러론 변위 각의 차이는 항상 20도(주익의 왼쪽과 오른쪽 변 위각 차이)를 유지하면서 시험을 하였다.
- 7은 모델을 구성하는 부품들을 추가해 가 면서 측정하였을 때 항력계수들이 증가하는 경향 을 보여준다. 항력계수의 증가량을 정확히 분석 하기 위하여 동일한 받음각 조건으로 모든 데이 터를 이동시키고, 최소항력계수들의 변화량을 관 찰하였다. FWNT 형상에 EO/IR 카메라, VHF 안 테나, 두개의 열교환기를 부착한 경우는 최소항력계수 값들이 각각 0.
대상 데이터
- TR-S4 모델은 두개의 지지부를 사용하여 고정 을 하였고, 모델에 작용하는 힘과 모멘트는 시험 부 하부에 위치한 외장형 풍동저울을 사용하여 측정을 하였다. 모델지지부들에 의한 간섭 효과 를 제거하기 위하여 기존의 외장형 풍동저울을 활용하여 힘과 모멘트를 측정하는 설비에서 활용 하는 이미지 방법(이。)을 적용하였다.
데이터처리
- 그림에서 “F”는 플랩퍼론, “HT”는 수평꼬리 날개 설치각, “E”는 승강타 변위각 그리고 “NT' 는 나셀 Tilting각을 나타내고, 괄호안의 값들은 플랩퍼론, 수평꼬리날개, 나셀 Tilting각을 나타낸 다. 그림은 대부분 잘 일치하는 결과를 보여주는 데, 정확한 분석을 위하여 실속 이전 양력곡선에 대해서 3-차식을 만들어 기울기와 받음각이 0도 에서의 양력계수를 비교하였다.
이론/모형
- TR-S4 모델은 두개의 지지부를 사용하여 고정 을 하였고, 모델에 작용하는 힘과 모멘트는 시험 부 하부에 위치한 외장형 풍동저울을 사용하여 측정을 하였다. 모델지지부들에 의한 간섭 효과 를 제거하기 위하여 기존의 외장형 풍동저울을 활용하여 힘과 모멘트를 측정하는 설비에서 활용 하는 이미지 방법(이。)을 적용하였다.
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