최근 다수의 유도무기는 공간 효율성을 위해 접힘 날개를 적용하고 있다. 날개의 전개과정 중에 작용하는 공기력은 날개 전개 성능에 많은 영향을 주기 때문에, 일반적으로 CFD 해석을 통하여 공력계수를 산출한다. 이와 다른 방법으로 Missile Datcom을 이용하여, 날개의 전개 과정을 날개 상반각 변화로 가정하여 입력하면, 빠르고 간편하게 CFD 해석 결과와 근접한 공력계수 산출이 가능하다. 또한 동체에 돌출부가 존재하는 경우 날개를 서로 포개어 접어야 되는 상황이 발생할 수 있고, 전개과정 중에 한쪽 날개가 다른 쪽 날개의 전개 과정을 방해 또는 도와주게 되는 구속효과가 발생하게 된다. 따라서 공기력 효과 및 구속 효과를 고려하여 날개의 초기구속 여부 판단 기준과 전개 거동 특성을 수식화 하였고, 날개 전개 성능 분석을 수행하였으며, 성능 분석 결과를 풍동 시험 데이터와 비교하였다. 날개의 전개 성능은 풍동시험에서 나타난 전개 취약 풍향을 정확하게 예측하였다.
최근 다수의 유도무기는 공간 효율성을 위해 접힘 날개를 적용하고 있다. 날개의 전개과정 중에 작용하는 공기력은 날개 전개 성능에 많은 영향을 주기 때문에, 일반적으로 CFD 해석을 통하여 공력계수를 산출한다. 이와 다른 방법으로 Missile Datcom을 이용하여, 날개의 전개 과정을 날개 상반각 변화로 가정하여 입력하면, 빠르고 간편하게 CFD 해석 결과와 근접한 공력계수 산출이 가능하다. 또한 동체에 돌출부가 존재하는 경우 날개를 서로 포개어 접어야 되는 상황이 발생할 수 있고, 전개과정 중에 한쪽 날개가 다른 쪽 날개의 전개 과정을 방해 또는 도와주게 되는 구속효과가 발생하게 된다. 따라서 공기력 효과 및 구속 효과를 고려하여 날개의 초기구속 여부 판단 기준과 전개 거동 특성을 수식화 하였고, 날개 전개 성능 분석을 수행하였으며, 성능 분석 결과를 풍동 시험 데이터와 비교하였다. 날개의 전개 성능은 풍동시험에서 나타난 전개 취약 풍향을 정확하게 예측하였다.
Recently, guided missiles applies folding wings to save space. During wing deployment, aero force acting on wing effects significantly on deployment performance, usually aerodynamic coefficient are calculated by CFD analysis. However, Missile Datcom can calculates estimated aerodynamic coefficient v...
Recently, guided missiles applies folding wings to save space. During wing deployment, aero force acting on wing effects significantly on deployment performance, usually aerodynamic coefficient are calculated by CFD analysis. However, Missile Datcom can calculates estimated aerodynamic coefficient very quickly by assuming wing deployment motions as dihedral angle of wing. If missile has external store, wings may need to be folded on top of each other. In this case, one of wing help or interrupt other wing deployment, locking effect. In this study, both effects were included on wing deployment performance analysis to criteria for wings locked condition and formulated wing deploy performance, and compared with wind tunnel test data. Analysis predicted vulnerable wind direction of wing deployment very well.
Recently, guided missiles applies folding wings to save space. During wing deployment, aero force acting on wing effects significantly on deployment performance, usually aerodynamic coefficient are calculated by CFD analysis. However, Missile Datcom can calculates estimated aerodynamic coefficient very quickly by assuming wing deployment motions as dihedral angle of wing. If missile has external store, wings may need to be folded on top of each other. In this case, one of wing help or interrupt other wing deployment, locking effect. In this study, both effects were included on wing deployment performance analysis to criteria for wings locked condition and formulated wing deploy performance, and compared with wind tunnel test data. Analysis predicted vulnerable wind direction of wing deployment very well.
* AI 자동 식별 결과로 적합하지 않은 문장이 있을 수 있으니, 이용에 유의하시기 바랍니다.
문제 정의
AFRL에서 개발한 공개 Software인 Missile Datcom을 이용하면 CFD 해석 없이도 대략적인 공력 계수 산출이 가능하다. 이 Software를 이용하여 높은 받음 각에서의 공력계수를 산출하고 실험값과 비교한 사례가 있으며, 분석 과정 중 공기력 산출에 이용하고자 한다[1,2].
가설 설정
날개가 서로 겹쳐서 접히도록 1,3번 날개는 반시계 방향, 2,4번 날개는 시계방향으로 접었으며, 1,2번 날개가 3,4번 날개를 덮도록 가정하였다 (Fig. 1). 동체의 기본직경을 Dm, 길이를 Lm으로 가정하고, 첨두부는 길이를 Lh, 지름을 Dh로 가지는 첨 두 아치 형태로 가정하였다.
날개의 장착각, θ는 동체의 중심으로부터 날개 익근의 중심을 연결하는 선이 Top과 이루는 각도이며, 본 논문에서는 1~4번 날개가 45°, 135°, 225°, 315° 에 X자 형태로 위치한다고 가정하였다.
1). 동체의 기본직경을 Dm, 길이를 Lm으로 가정하고, 첨두부는 길이를 Lh, 지름을 Dh로 가지는 첨 두 아치 형태로 가정하였다.
제안 방법
Root에서 Chord 길이를 Cr, Tip에서의 Chord 길이를 Ct, 힌지 분할 선에서의 Chord 길이를 Cd로 각각 정의였으며, Root에서 날개 두께를 Tr, Tip에서의 날개 두께를 Tt, 힌지 분할 선에서의 날개 두께를 Td로 각각 정의하였다. 날개의 선단이 동체 첨두부에서 Lw 만큼 떨어진 곳에 위치한다.
6 이상의 속도에서 시험 데이터를 이용하기 때 문에, 이보다 작은 마하수에서의 공력 계수 값은 부정확하다. 그리하여 Missile Datcom 계산중에 는 Mach 0.6을 입력한 뒤, 출력 값 중 PanelBending Moment 계수와 실제 동압 등을 이용 하여 날개에 작용하는 모멘트를 계산하였다.
날개 전개장치는 비틀림 스프링으로 모델링 하였고, 날개의 끝단이 발사관을 빠져나오면 날개의 전개가 시작되는 경우를 고려하였다. 발사관 입구로부터 날개의 끝단까지의 거리가 St이고, 발사 초기의 유도탄 가속도를 \(a\)라고 할 때, 전개 과정 중 유도탄의 속도, Vm,는 수식 (22)과 같이 변화한다.
2는 1,3번 날개의 형상이며, 2,4 번 날개의 경우 대칭되어 유도무기에 장착된다. 날개의 Span을 S, 상/하부 날개의 Span을 Su/Sl 로 각각 정의하였고, 날개의 전방 후퇴각을 Sba로 정의하였다.
4와 같이 정의하였다. 바깥과 안쪽으로 접혀지는 날개의 힌지 중심 좌표를 각각 H0와 Hi로, 바깥 날개의 접힘면 Tip 좌표와 안쪽 날개의 펼침면 Tip좌표, 바깥 날개의 접힘면 Root 좌표를 Z0, Zi와 Y0로 정의하였다.
본 연구에서는 날개가 Fig. 1과 같이 상하에서 포개어 접혀지는 날개를 모델로 하여 날개 상호 간의 운동을 구속하는 효과와, Missile Datcom을 이용하여 날개 전개 시 작용하는 공기력 효과를 동시에 고려함으로서 날개 전개 성능 분석을 수행하였다. 또한 전개 능력 풍동 시험 데이터와 비교 분석하여 날개의 전개 성능을 예측하며, 향후 개발될 접힘 날개의 전개 성능 분석을 체계화 하고자 한다.
또한 수식에서는 전개되는 날개의 각속도 운동에 따른 추가적 공기력이 반영되어 있지 않다. 이와 같은 공기력의 오차를 보정하기 위해서 풍동 시험 결과를 이용하였다.
접는 날개를 상부와 하부 날개로 분리하여 모델링하여 Missile Datcom에 입력하였으며, 상부 날개의 접혀진 각도, Γ \(uj\),를 Dihedral Angle로 모델링하여 입력 하였다.
포개어 접혀진 날개의 전개운동을 해석하기 위하여 날개의 전개운동을 수식화하고, 날개에 작용하는 공기력을 계산하기 위하여 접혀진 날개를 Missile Datcom으로 모델링하였다. 포개어진 날개의 상호 구속 운동을 표현하기 위하여 기하학적 관계와 에너지 보존개념을 도입하여 접힘 각, 가속도, 각가속도의 상관관계를 이론적으로 도출하였고, Missile Datcom으로 얻어지는 공기력에 보정 계수를 적용하여 해석하면 풍동 시험 결과와 잘 일치함을 확인하였다.
풍동시험과 동일한 날개의 전개 거동 분석하였고, 전개운동 해석에 필요한 공기력은 Missile Datcom을 이용하여 구해지는 값에 일정한 보정 계수를 구하여 적용하였으며, 보정 계수 값은 풍 동 시험에서 전개능력 한계가 확인된 45° 외풍조건을 표현할 수 있는 값으로 하였다.
성능/효과
포개어 접혀진 날개의 전개운동을 해석하기 위하여 날개의 전개운동을 수식화하고, 날개에 작용하는 공기력을 계산하기 위하여 접혀진 날개를 Missile Datcom으로 모델링하였다. 포개어진 날개의 상호 구속 운동을 표현하기 위하여 기하학적 관계와 에너지 보존개념을 도입하여 접힘 각, 가속도, 각가속도의 상관관계를 이론적으로 도출하였고, Missile Datcom으로 얻어지는 공기력에 보정 계수를 적용하여 해석하면 풍동 시험 결과와 잘 일치함을 확인하였다. 본 연구 결과를 활용하면 다양한 조건의 날개 전개운동을 신속하게 예측할 수 있을 것으로 기대된다.
해석 결과를 살펴보면 날개 전개에 취약한 풍향이 풍동시험의 결과와 일치하고, 풍동 시험의 결과와 위배되지 않음을 볼 수 있다.
후속연구
1과 같이 상하에서 포개어 접혀지는 날개를 모델로 하여 날개 상호 간의 운동을 구속하는 효과와, Missile Datcom을 이용하여 날개 전개 시 작용하는 공기력 효과를 동시에 고려함으로서 날개 전개 성능 분석을 수행하였다. 또한 전개 능력 풍동 시험 데이터와 비교 분석하여 날개의 전개 성능을 예측하며, 향후 개발될 접힘 날개의 전개 성능 분석을 체계화 하고자 한다.
포개어진 날개의 상호 구속 운동을 표현하기 위하여 기하학적 관계와 에너지 보존개념을 도입하여 접힘 각, 가속도, 각가속도의 상관관계를 이론적으로 도출하였고, Missile Datcom으로 얻어지는 공기력에 보정 계수를 적용하여 해석하면 풍동 시험 결과와 잘 일치함을 확인하였다. 본 연구 결과를 활용하면 다양한 조건의 날개 전개운동을 신속하게 예측할 수 있을 것으로 기대된다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
Missile Datcom을 이용하면 무엇을 구할 수 있나?
특히 함상에서 수직으로 발사하는 유도무기의 경우 발사 시 날개에 작용하는 공기력이 전개 운동을 방해, 또는 도와주기도 한다. AFRL에서 개발한 공개 Software인 Missile Datcom을 이용하면 CFD 해석 없이도 대략적인 공력 계수 산출이 가능하다. 이 Software를 이용하여 높은 받음 각에서의 공력계수를 산출하고 실험값과 비교한 사례가 있으며, 분석 과정 중 공기력 산출에 이용하고자 한다[1,2].
Missile Datcom의 공력 계수 산출에 적합한 속도는?
Missile Datcom의 공력 계수 산출에는 Mach 0.6 이상의 속도에서 시험 데이터를 이용하기 때 문에, 이보다 작은 마하수에서의 공력 계수 값은 부정확하다. 그리하여 Missile Datcom 계산중에 는 Mach 0.
포개어 접혀진 날개의 전개운동 중 날개의 상호구속운동을 어떻게 표현했는가?
포개어 접혀진 날개의 전개운동을 해석하기 위하여 날개의 전개운동을 수식화하고, 날개에 작용하는 공기력을 계산하기 위하여 접혀진 날개를 Missile Datcom으로 모델링하였다. 포개어진 날개의 상호 구속 운동을 표현하기 위하여 기하학적 관계와 에너지 보존개념을 도입하여 접힘 각, 가속도, 각가속도의 상관관계를 이론적으로 도출하였고, Missile Datcom으로 얻어지는 공기력에 보정 계수를 적용하여 해석하면 풍동 시험 결과와 잘 일치함을 확인하였다. 본 연구 결과를 활용하면 다양한 조건의 날개 전개운동을 신속하게 예측할 수 있을 것으로 기대된다.
참고문헌 (2)
Abney, E. J. and McDaniel, M. A., "High Angle of Attack Aerodynamic Predictions Using Missile Datcom" AIAA Applied Aerodynamics Conference, 2005
Blake, W. B., "MISSILE DATCOM User's Manual-2011 Revision" Airforce Research Laboratories Document AFRL-RB-WP-TR-2011-3071
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.