[논문]비행체 설계 형상 타당성 확인을 위한 무선조종 모형시험 기법 적용

정인재; 김명성

doi:10.5139/jksas.2007.35.1.066

문제 정의

실 비행체는 별도의 동력 없이 모기에서 분리 투하, 주익 전개, 활공 비행하는 개념이므로 이를 모사하기 위해서는 축소모형 비행체 뿐 아니라 별도의 무선조종 동력 견인 기체가 필요하다. 견인기에 의해 무선조종 비행시험 고도가 확보되면 역학적으로 상사된 축소 비행체가 견인기로부터 분리, 투하되어 착지할 때까지 무선조종에 의해 활공하는동안 비행특성을 분석하는 것이다.
그러나 실제의 경우는 모든 형상 및 물리적 변수들의 Froude 상사 법칙을 만족하는 축소모형을 설계, 제작하는 것은 비행체 형상에 따라 과다한 비용이 소요되거나 때로는 불가능한 경우도 발생한다. 따라서 본 연구에서는 기존의 Froude 상사법칙을 토대로 비행체의 실제적인 운동 모델링을 통하여 시험 목적에 따라 선별적으로 상사법칙을 유지하는 공학 적응용이 가능한 축소 모형 비행특성 상사 법칙을 수립하였다.
4는 선회각(#) 30도 Coordinate 선회 일경우 중량 및 속도에 따른 고도 강하를 식 2a, c 를 적용하여 예측한 결과이다. 본 연구에서 비행시험의 기본 계획은 축소 비행체가 분리 투하되면 조종 가능한 가시거리 내에서 비행특성을 충분히 확인하기 위하여 최대 3선회 정도의 활공비행을 고려하는 것이다. 1선회 시 고도 강하는 Fig.
본 연구에서는 이러한 항공선진국의 설계 추세및 연구 동기에 따라 비행체 초기 설계 단계에서활용할 수 있는 축소 모형에 의한 무선조종 비행시험 기법을 임무 지향적인 상이한 형상의 비행체 공력설계 절차에 반영하여 그 효율성을 확인하였다.

제안 방법

6에서 보는 바와 같이 비행 중에도 날개 전개각을 변경할 수 있도록 별도의 전기 모터에 의한 작동 장치를 설계하여 장착하였다. 강착장치는 별도로 장착하지 않고 동체 아랫면에 강철사 Skid를 부착하여 착륙 시 비행체가 직진하여 비행체를 보호하도록 설계하였다.
관성모멘트 값은 축소모형 설계단계에서 분포 하중을 이용하여 계산할 수 있으나 본 연구의 대상이 되는 축소 비행체의 경우는 기체 구조가 전체 중량의 약 70%를 차지하여 기체 구조의 정확한 질량 분포 예측이 곤란하므로 시험을 통하여 예측하였다. Fig.
동력 견인기는 배기용적이 160cc인 가솔린 엔진을 장착한 동력 비행체로서 본 연구 목적으로 별도로 설계, 제작하였으며 시험 고도에서 축소 비행체를 분리 투하할 수 있도록 설계된 분리 장치를 장착하였다. Fig.
것이다. 따라서 본 연구에서는 비행체 운동상사를 비행성능 상사와 조종안정성 상사로 분리 (Decoupling) 하는 가정에 의해 단순화하여 Table 2와 같이 각각에 대하여 상사 변수를 추출하였다.
따라서 가시거리 분리고도 300m를 가정할때 초기 분리 강하 및 착지 에 필요한 고도를 충분히 고려(각각 60m 로 가정)하여야 되므로 축소 비행체의 중량은 20kg으로 제한하는 것이 효율적이라고 판단된다. 또한, 축소 모형을 견인하기 위한 견인기의 최대 이륙 중량은 지상 무선조종 비행체의 경우 경험적으로 자체 중량 및 축소 비행체를 포함하여 약 50kg[5]으로 제한되므로 비행체의 중량은 국내 시험 환경 조건을 고려한 시험 안전, 효율 및 목적에 의해 최대 20kg으로 제한하여 설계, 제작하였다.
또한, 축소 비행체는 Fig. 6에서 보는 바와 같이 비행 중에도 날개 전개각을 변경할 수 있도록 별도의 전기 모터에 의한 작동 장치를 설계하여 장착하였다. 강착장치는 별도로 장착하지 않고 동체 아랫면에 강철사 Skid를 부착하여 착륙 시 비행체가 직진하여 비행체를 보호하도록 설계하였다.
본 연구 대상 비행체의 미익은 가변 조종 면이 부착되지 않고 3축(itch, Roll, Yaw)에 대한 안정 핀으로서의 역할만 하도록 설계되어있으며 또한 제작 및 운용의 용이 성을 위하여 X자형 축 대칭으로 설계되었다. 따라서 조화된 안정성 관점에서 설계되어야 한다.
비행시험에 사용된 축소모형은 시험 목적과 시험기법 등을 고려하여 실 비행체의 70%로 설계하였으며 복합재로 제작하여 충분한 강도를 갖도록 제작하였다. Fig.
비행시험은 설계 형상 타당성 확인 주목적에따라 Table 4와 같이 초기 투하 분리, 형상 변화 확인, 기본 조종안정성 확인 등으로 구분하여 수행하도록 계획을 수립하였다.
따라서 한 축에 대한 안정성 향상을 위해 미익 면적의 변화를 고려하게 되면 날개 전개 각 및 무게 중심 위치를 변경하는 방안 등을 동시에 고려하게 된다. 이와 같이 조화된 안정성을 분석하여 미익 설계에 반영하기 위하여 Fig 12와 같이 미익 윗부분을 증가 시킨 형상에 대한 무선조종 비행시험을 수행하였다. Table 5는 Fig.
축소 모형은 실 비행체와 마찬가지로 주익에 부착된 플래퍼론에 의해서만 3축 (Pitch, Roll, Yaw)을 조종을 하도록 설계하였으며 미익도 가변 조종면으로 사용치 않는 고정 미익으로서 단지 안정 핀의 역할만 하도록 설계하였다. 또한, 축소 비행체는 Fig.
2는 진자운동 (Bifilar Swing)[4]을이용하여 최종 조립된 축소모형의 관성 모멘트를측정하는 모습을 보여주고 있다. 한편, 본 연구의 대상이 되는 비행체의 조종안정성 분석은 주로 Roll 축과 Pitch축에 대한 회전운동을 분석하는 것이므로 축소 모형의 관성 모멘트 상사법칙은 3축(Pitch, Roll, Yaw)에 대해서 모두 만족하기 보다는 Roll 축과 Pitch축에 따른 질량 분포를조절하여 상사법칙을 만족토록 하였다.

대상 데이터

본 연구의 대상이 되는 비행체는 수요자의 요구 임무효과를 극대화하기 위하여 기존 비행체와는 상이한, 모기로부터 투하 후 주 날개가 전개되는 가변전개 날개, 주 날개에 설치된 단일 통합 조종면 및 X 자형 고정 미익 등으로 특징되는 비행체이다. 따라서 축적된 공력설계 데이터베이스 부족으로 인하여 초기 설계단계에서부터 기본 설계형상 타당성 확인에 장기간의 일정이 소요되며, 또한 단기간 내에 기본 설계 형상을 도출하고 확인하여야 하는 설계 일정을 고려할 때 비용과 일정 측면에서 효율적으로 기본 설계 형상의 타당성을 확인할 수 있는 새로운 기법이 요구되 었다.

이론/모형

Table 1에서 Heavy 및 Light Scaling 은 비행체의 속도가 압축성을 무시할 수 없는 조건에 적용되며 본 연구에서와 같이 저속 영역에서의 비행특성 분석이 주목적인 경우는 압축성이 무시된 Froude 상사법칙이 적용된다.

성능/효과

1. 본 연구에서 개발된 공학적 응용이 가능한상사법칙을 유지한 축소 모형의 가시적인 무선조종 비행시험의 결과 분석에 의해 비행체의 기본설계 형상에 대한 타당성을 확인할 수 있었다.
2. 비행체 형상 변화에 따른 무선조종 비행특성 변화 분석 결과를 풍동시험 등 기존 공력 설계 절차에 반영하여 정량적 분석과 연계함으로써비용과 일정 측면에서 효율적인 공력 설계가 가능하였다.
3. 이론적 모사가 난해한 분리 초기 안정성 검토를 위한 분리 투하 모사 및 비행체 운용 개념수립을 위한 착지자세 모사 등 다양한 비행시현을 반복적으로 수행함으로써 실제 비행시험 시예상되는 위험도를 최소화할 수 있으며 또한 개발 경험이 없는 새로운 비행체에 대한 구체적인운용개념 수립이 가능함을 확인하였다.
4의 그래프에 의하면 축소 비행체 중량이 20kg일 경우 약 60m 정도로 예측되므로 3회 선회 비행을 위해서만 약 180m의 고도를 필요로한다. 따라서 가시거리 분리고도 300m를 가정할때 초기 분리 강하 및 착지 에 필요한 고도를 충분히 고려(각각 60m 로 가정)하여야 되므로 축소 비행체의 중량은 20kg으로 제한하는 것이 효율적이라고 판단된다. 또한, 축소 모형을 견인하기 위한 견인기의 최대 이륙 중량은 지상 무선조종 비행체의 경우 경험적으로 자체 중량 및 축소 비행체를 포함하여 약 50kg[5]으로 제한되므로 비행체의 중량은 국내 시험 환경 조건을 고려한 시험 안전, 효율 및 목적에 의해 최대 20kg으로 제한하여 설계, 제작하였다.
13에서 보는 바와 같이 미익 면적, 날 개전 개각, 중심 위치 등을 점차적으로 변화시키면서 수행한 비행시험의 결과를 보여준다. 비행시험 결과는 패널코드에 의한 선형 공력 해석 결과와 비교하여 그 경향이 일치함을 확인할 수 있었으며 시험 결과분석으로부터 조화된 안정성을 만족하는 형상은 기본 형상(Base line) X자 미익과 무게 중심을 후방으로 xx.x mm이동 시킨 형상 (Case5)임을 확인할 수 있었고 결과는 풍동시험등 정량적 인 설계 절차에 반영하였으며 최종적으로 형상 설계에 반영하였다.

후속연구

예측된다. 실제로 이러한 축소 모형 비행체를 활용한 무선조종 비행시험은 상용부품 활용, 시험 안전 및 시험기법 등 여러가지 여건을 고려할 때 비현실적이며, 또한 본 연구에서는 무선 조종 비행시험을 통하여 비행체의 날개 전개각, 통합 조종면, 고정 미익 등 형상에 따른 조종안정 특성의 정성적 확인이 주목적이므로 축소모형비행체 설계 시 중량 등 비행성능 상사변수 보다는 관성모멘트 등 조종안정성 상사변수를 우선적으로 고려하여야한다. 따라서 중량 상사성에 대한 재검토와 이에 따른 중량의 제한이 요구된다.

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