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제안 방법
- 분리 전 명령통신장치를 이용하여 통신기능을 확인하였고, 분리 후 날개전개장치, 유도키트 계측장치 및 비상폭발장치의 정상 작동을 확인하였다. 또한 분리 전/후 영상 분석을 통해 영상 Pod 화각의 적절함도 검증하였다.
- Figure 2와 같이 제작된 지상투하시험 치구의 상판에 실물 무장분리장치(Bomb Rack)를 장착하여 활공탄이 항공기로부터 투하되는 것을 모사하였다. 또한 영상 Pod를 설치하여 활공탄이 투하되는 과정을 고속으로 촬영하였다. 이 시험을 통하여 아래와 같은 성과를 거둘 수 있었다.
- 또한 이 자료들을 Fig. 9와 같이 그래픽 처리하여 활공탄의 비행과정을 실시간으로 가시화하는 프로그램[4]을 개발하였다. 사전 시뮬레이션에 의한 비행경로와 활공탄이 실제 비행하는 경로를 평면도와 측면도로 구별하여 비교함으로써 비행시험 중 발생하는 물리적 현상들을 빠르고 쉽게 이해할 수 있도록 하였다.
- 약 300채널의 가속도 신호와 LMS TestLab 시스템을 이용하여 가진력과 응답신호로부터 주파수 응답 특성을 구하였다. 또한 이 진동시험을 통하여 획득한 모달자료를 MSC/NASTRAN S/W의 입력자료로 이용하여 플러터 해석을 수행하였다.
- 본 연구에서는 MIL-HDBK-1763에 따라 기존 항공기의 운용방식대로 일반목적폭탄과 외부장착물을 장착한 기본 형상으로 기동시험을 먼저 수행한 후, 일반목적폭탄의 장착 위치에 활공탄을 장착한 형상으로 동일한 내용의 기동시험을 수행하여 두 결과를 비교·분석하였다.
- 분리 전 명령통신장치를 이용하여 통신기능을 확인하였고, 분리 후 날개전개장치, 유도키트 계측장치 및 비상폭발장치의 정상 작동을 확인하였다. 또한 분리 전/후 영상 분석을 통해 영상 Pod 화각의 적절함도 검증하였다.
- 9와 같이 그래픽 처리하여 활공탄의 비행과정을 실시간으로 가시화하는 프로그램[4]을 개발하였다. 사전 시뮬레이션에 의한 비행경로와 활공탄이 실제 비행하는 경로를 평면도와 측면도로 구별하여 비교함으로써 비행시험 중 발생하는 물리적 현상들을 빠르고 쉽게 이해할 수 있도록 하였다.
- 5와 같은 HiLS 시험을 수행하였다. 사전에 계획된 비행시험 프로파일을 이용하여 활공탄의 투하자세 및 각속도의 변화, 바람의 상태, 피칭모멘트및 롤링모멘트 변화에 따른 유도조종 알고리즘의 적합성과 비행특성을 파악하였다.
- 시험조건은 외부장착물의 장착 형상에 따라 달라지며 다점가진 방법을 이용하였다. 약 300채널의 가속도 신호와 LMS TestLab 시스템을 이용하여 가진력과 응답신호로부터 주파수 응답 특성을 구하였다.
- 시험조건은 외부장착물의 장착 형상에 따라 달라지며 다점가진 방법을 이용하였다. 약 300채널의 가속도 신호와 LMS TestLab 시스템을 이용하여 가진력과 응답신호로부터 주파수 응답 특성을 구하였다. 또한 이 진동시험을 통하여 획득한 모달자료를 MSC/NASTRAN S/W의 입력자료로 이용하여 플러터 해석을 수행하였다.
- 유도키트를 장착한 모의 활공탄을 사용하여 무장분리기능과 활공탄 체계 기능의 정상 작동여부를 확인하고, 안전분리 해석에 필요한 기술 자료를 획득하기 위하여 지상투하시험을 수행하였다[3].
- 이 시험을 통하여 획득된 자료들을 6자유도운동 해석 프로그램의 입력데이터로 활용하였으며, 그로부터 분리 궤적을 예측하여 안전분리 비행영역을 설정하였다.
- 이상과 같이 준비된 활공탄에 대하여 우리 공군의 지원을 받아서 비행 알고리즘 검증시험, 정확도 시험 및 운용적합성 시험으로 구성된 탄성능 시험을 수행하였다.
- 전기체 진동시험을 통한 플러터 해석결과와 기존 외부장착물의 플러터 특성을 이용하여 항공기별 MIL-A-8870(15% margin)에 따른 비행영역을 설정하였다.
- 주요 시험 항목은 Fig. 1에 보여진 진동 및 충격시험을 비롯하여 저온저장시험, 고온저장시험, 온도/고도/습도 복합시험, 강우시험, 태양열 복사시험 및 Intra-EMC/RFC 시험이었으며, 각 시험의 결과는 모든 요구조건을 충족하였다.
- 풍동시험 내용은 활공탄 모형에 대한 Freestream 시험, 항공기·외부장착물 및 활공탄 모형을 이용한 Captive Trajectory 시험과 Grid 시험으로 구성되었다.
- 항공기 날개 끝에 영상 Pod를 장착하여 활공 탄이 항공기로부터 분리되는 과정을 고속으로 촬영하였다. Fig.
- 항공기의 진동특성을 파악하기 위하여 외부장착물과 활공탄을 장착한 전기체 진동시험을 수행하였다. Fig.
- 활공탄에 대한 비행시험을 수행하기 이전에 관성측정장치, 제어장치, 통신장치 등을 포함한 탑재모듈의 작동성능을 검증하기 위하여 Fig. 5와 같은 HiLS 시험을 수행하였다. 사전에 계획된 비행시험 프로파일을 이용하여 활공탄의 투하자세 및 각속도의 변화, 바람의 상태, 피칭모멘트및 롤링모멘트 변화에 따른 유도조종 알고리즘의 적합성과 비행특성을 파악하였다.
- 활공탄이 항공기로부터 안전하게 분리됨을 확인하고 분리특성 자료를 획득하기 위하여 CTS (Captive Trajectory System) 풍동시험을 수행하였다.
- 카트리지 및 오리피스의 조합별 사출력 측정 자료와 영상 Pod를 이용한 무장분리 과정의 고속 영상자료를 획득하였다. 획득된 고속 영상자료의 분석을 통해 마커 위치 및 수량의 적절성을 확인하였다.
대상 데이터
- 8과 같이 원격측정장치를 제작하여 활공탄의 내부에 탑재하였다. 그리고 활공탄의 동체 외부에는 카메라를 설치하여 활공탄의 비행중 카메라 영상신호를 비롯한 각종 비행정보를 지상으로 송신함으로써, 각 계통별로 실시간 모니터링을 하면서 탄성능 분석 자료를 획득하였다.
- 미국 Calspan사의 천음속풍동 시험시설에서 1/12 크기로 축소된 모형을 사용하였으며, 시험마하수 0.6~0.9 범위에서 측정부 동압은 0.095 atm으로 고정하였다. 풍동시험 내용은 활공탄 모형에 대한 Freestream 시험, 항공기·외부장착물 및 활공탄 모형을 이용한 Captive Trajectory 시험과 Grid 시험으로 구성되었다.
- 카트리지 및 오리피스의 조합별 사출력 측정 자료와 영상 Pod를 이용한 무장분리 과정의 고속 영상자료를 획득하였다. 획득된 고속 영상자료의 분석을 통해 마커 위치 및 수량의 적절성을 확인하였다.
이론/모형
- 다양한 극한 환경에서 유도키트의 성능을 보장하기 위하여 MIL-STD-810F를 준용한 환경시험을 수행하였다.
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