본 연구에서는 강제진동 기법을 이용하여 람다형상을 갖는 무미익 무인기의 동안정 미계수를 측정하였다. 강제진동 기법은 시험모델을 일정한 크기의 각 변위로 진동시키면서 항공기에 작용하는 공력의 시간이력(time history) 데이터를 측정하고, 입력진동 대비 공력데이터의 위상차와 진폭을 추출함으로써 비행체의 동안정 미계수를 계산하는 방법이다. 본 연구에서는 롤, 피치, 요 방향으로 각각 진동시킬 수 있는 실험 장치를 설계, 제작하여 국내 최초로 무미익 항공기의 동안정 미계수 측정 시험을 수행하였다. 롤 댐핑 동안정 미계수 측정 결과, 진동 주파수와 진동의 크기가 증가하여도 동안정 미계수의 경향성은 동일하게 나타나며, 전반적으로 측정 받음각 구간에서 안정한 특성을 보였다. 피치 댐핑 동안정 미계수의 경우 작은 진동 주파수에서 동적으로 더 안정해지며, 받음각 $15^{\circ}$ 이상에서는 동적으로 불안정해지는 경향성을 보였다. 각 시험데이터들은 반복성 시험을 통해 데이터의 신뢰성을 검증하였으며, 본 연구에 적용된 강제진동 기법이 무미익 항공기의 동안정 미계수를 성공적으로 측정할 수 있음을 확인하였다.
본 연구에서는 강제진동 기법을 이용하여 람다형상을 갖는 무미익 무인기의 동안정 미계수를 측정하였다. 강제진동 기법은 시험모델을 일정한 크기의 각 변위로 진동시키면서 항공기에 작용하는 공력의 시간이력(time history) 데이터를 측정하고, 입력진동 대비 공력데이터의 위상차와 진폭을 추출함으로써 비행체의 동안정 미계수를 계산하는 방법이다. 본 연구에서는 롤, 피치, 요 방향으로 각각 진동시킬 수 있는 실험 장치를 설계, 제작하여 국내 최초로 무미익 항공기의 동안정 미계수 측정 시험을 수행하였다. 롤 댐핑 동안정 미계수 측정 결과, 진동 주파수와 진동의 크기가 증가하여도 동안정 미계수의 경향성은 동일하게 나타나며, 전반적으로 측정 받음각 구간에서 안정한 특성을 보였다. 피치 댐핑 동안정 미계수의 경우 작은 진동 주파수에서 동적으로 더 안정해지며, 받음각 $15^{\circ}$ 이상에서는 동적으로 불안정해지는 경향성을 보였다. 각 시험데이터들은 반복성 시험을 통해 데이터의 신뢰성을 검증하였으며, 본 연구에 적용된 강제진동 기법이 무미익 항공기의 동안정 미계수를 성공적으로 측정할 수 있음을 확인하였다.
In this experimental study, the dynamic stability derivatives of a tailless lambda-shape UAV are estimated from time history data of aerodynamic moments measured from the internal balance while the test model is forced to oscillate at given frequencies and amplitudes. A 3-axis forced oscillation app...
In this experimental study, the dynamic stability derivatives of a tailless lambda-shape UAV are estimated from time history data of aerodynamic moments measured from the internal balance while the test model is forced to oscillate at given frequencies and amplitudes. A 3-axis forced oscillation apparatus is designed to induce decoupled roll, yaw, pitch oscillations respectively. The results show that the roll damping derivatives remain stable at the entire range of angle of attack tested, whereas the pitch damping derivatives become unstable beyond $15^{\circ}$ angle of attack. The amplitude and frequency have little impact on roll damping derivatives while the smaller amplitude and frequency of oscillation improves the pitch stability. The yaw damping derivative values are fairly small as expected for a tailless configuration. The results indicate that the proposed methodology and test apparatus area valid for estimating the dynamic stability derivatives of a tailless UAV.
In this experimental study, the dynamic stability derivatives of a tailless lambda-shape UAV are estimated from time history data of aerodynamic moments measured from the internal balance while the test model is forced to oscillate at given frequencies and amplitudes. A 3-axis forced oscillation apparatus is designed to induce decoupled roll, yaw, pitch oscillations respectively. The results show that the roll damping derivatives remain stable at the entire range of angle of attack tested, whereas the pitch damping derivatives become unstable beyond $15^{\circ}$ angle of attack. The amplitude and frequency have little impact on roll damping derivatives while the smaller amplitude and frequency of oscillation improves the pitch stability. The yaw damping derivative values are fairly small as expected for a tailless configuration. The results indicate that the proposed methodology and test apparatus area valid for estimating the dynamic stability derivatives of a tailless UAV.
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문제 정의
그러므로 본 연구에서는 롤, 피치, 요의 동안정 미계수를 측정하기 위한 강제진동 시험장치를 설계, 제작하였고, 이 시험장치를 이용하여 무미익 형상의 무인항공기의 동안정 미계수를 측정하기 위한 강제진동 시험을 수행하였다.
무미익 항공기는 기존의 전통적인 항공기와는 전혀 다른 비행 특성을 가지기 때문에 이 형상에 대한 동특성을 파악하기 위한 동안정 미계수를 측정을 위해 본 논문에서는 강제진동 기법을 적용하여 동안정 미계수를 측정하였다. 자유진동 기법은 매우 빠른 시간 내에 진동이 감쇄되기 때문에 측정시간과 측정데이터 양에 제한이 있고, 시험모델의 관성모멘트 정보를 알아야 하는 단점이 있다.
제안 방법
①과 ③의 과정은 정적인 테어(tare) 값이 동일한지를 시험 전후에 비교하기 위해서 측정하였고, ②의 시험은 데이터의 신뢰도를 확보하기 위해 3번의 반복시험을 실시하였다. 모델과 치구의 관성력 테어 값을 정확히 보정하기 위해서는 이상적으로 Wind-Off 측정을 진공상태에서 수행하여야 한다.
가로축은 받음각의 크기로, –6°에서 21°까지 3°간격으로 측정하였다.
이것은 무인기가 무미익 항공기이기 때문에 요 동안정 미계수가 매우 작기 때문에 자체 특성보다 외란에 의해 많은 영향을 받는 것으로 판단된다. 각 시험데이터들은 반복성 시험을 통해 데이터의 신뢰성을 검증하였다.
강제진동기법을 통해 동안정 미계수를 측정하기 위해 롤, 피치, 요 방향의 강제진동 장치를 자체 개발제작 하여 시험을 수행하였다.
Figure 11의 그래프들은 세 가지의 무차원 요 각속도를 진동의 크기와 주파수에 대해 표시한 것이다. 동일한 진동의 크기에 대해서와 반복성 시험을 실시하였고 동일한 주파수에서 진동의 크기를 달리하는 시험은 무차원 요 각속도(non-dimensional yaw rates)가 0.027인 경우와 0.055인 경우에만 실시하고 0.082인 경우는 실시하지 않았다.
Figure 3의 그래프들은 세 가지의 무차원 롤 각속도를 진동의 크기와 주파수에 대해 표시한 것이다. 무차원 롤 각속도에서 시험조건을 결정하기 위해 동일한 진동 주파수에 진동의 크기를 달리하는 시험과, 진동의 크기를 고정하고 진동 주파수를 달리하는 시험을 실시하였다. Fig.
바람이 부는 상태에서 모델을 정해진 자세 각으로 받음각을 조정 후, 모델을 진동시키면서 모멘트 값을 측정한다.
바람이 없는 상태에서 모델을 정해진 자세 각으로 받음각을 조정 후, 모델을 진동시키면서 모멘트 값을 측정한다.
안정 미계수 측정 시험을 위해 롤, 피치, 요 강제진동 시험 장치를 공군사관학교 아음속 풍동실에서 자체 설계하여 제작하였다. Fig.
Figure 7에 있는 그래프들은 세 가지의 무차원 피치 각속도를 진동의 크기와 주파수에 대해 표시한 것이다. 이 무차원 피치 각속도에서 시험조건을 결정하기 위해 동일한 진동주파수에 진동의 크기를 달리하는 시험과, 진동의 크기를 고정하고 진동 주파수를 달리하는 시험을 실시하였다. Fig.
이 유속조건에서 7% 모델의 감소주파수(Reduced Frequency)는 롤 댐핑 시험의 경우 k=0.08245∼0.2474인 조건에서 실시하였고, 피치 시험의 경우 k=0.01924∼0.05003인 조건에서 실시하였으며, 요 댐핑 시험은 k=0.1649∼0.4947인 조건에서 실시하였다.
항공기 제어기를 설계하기 위해서는 정확한 항공기 모델이 필요하다. 이를 위해 풍동시험을 통해 기본 공력계수를 측정하여 항공기 모델을 획득하게 된다. 최근에는 고기동성 확보를 위한 다양한 형태의 항공기가 개발되고 있으며, 또한 스텔스 성능을 구비하기 위해 전통적인 형상과는 다른 무미익 형태의 항공기가 출현하고 있다.
동안정 강제진동 풍동시험에는 NACA 방법 [6], AGARD 방법[7] 등 여러 가지 방법들이 있다. 이번 연구에서는 롤, 피치, 요 모멘트 값에서 out-of-phase항을 추출해 낸 후 이 값들의 평균을 취하여 동안정 미계수를 구하는 방법을 사용하였다[8].
모델과 치구의 관성력 테어 값을 정확히 보정하기 위해서는 이상적으로 Wind-Off 측정을 진공상태에서 수행하여야 한다. 이에 대한 대안으로서 Wind-Off 측정 시 모델을 감싸주는 tare bag을 설치하여 모델과 주변공기의 상대적 흐름을 방지해주는 장치를 활용한다. 그러나 본 연구에서는 tare bag 사용은 고려하지 않았다.
2의 (a)~(c)는 각각 피치, 롤, 요 운동에 대한 강제진동 시험 장치의 모습과 모델의 진동방향을 보여 준다. 지지부에 의한 interference 효과를 줄이기 위해 구동축을 연장하여 모델이 이격되도록 설치하였으며 blockage correction과 strut interference 보정을 수행하였다. 인코더(Encoder)는 모델의 진동 각도를 측정하는 역할을 담당하고, 서보모터(Servomoter)는 모델의 진동 주파수를 조절하는 역할을 한다.
대상 데이터
동안정 미계수 측정 시험에 사용된 모형은 Fig. 1의 SACCON 모델과 유사한 무미익 비행체 형상이며 날개 스팬 길이를 1m로 맞추어 축소하였다.
이론/모형
그러나 이 방법은 기존의 형상과 다른 항공기인 경우에는 적용의 한계가 존재한다. 해석적 기법은 패널 혹은 와류격자 기법부터 복잡하게는 비정상 Navier-Stokes 방정식 해법 등을 들 수 있다. 이 기법은 일반적 형상에 대해서도 적용이 가능하다는 장점이 있으나, 복잡한 해석 및 엄청난 계산 시간으로 인해 아직 이론 개발 내지 결과 검증 정도의 단계에 머물고 있다[2].
성능/효과
결과를 종합해 보면 요 댐핑 동안정 미계수는 피치 댐핑 동안정 계수와 롤 댐핑 동안정 계수와 달리 일정한 경향성을 찾기 어려웠다. 시험에 사용된 1축 dynamic balance의 측정 불확도는 0.
동안정 미계수가 불안정한 영역에 접어드는 받음각은 세 경우 모두 받음각이 15.8° 부근으로 동일함을 확인하였다.
두 시험에서 롤 댐핑 동안정 미계수는 –6°에서 9°까지는 거의 동일한 값을 가지고, 12°, 15°, 18°의 고받음각인 경우 비선형성으로 인해 각각 0.03, 0.023, 0.12의 데이터 값의 차이가 발생함을 확인할 수 있다.
또한 동안정 미계수가 증가하는 속도는 진동의 크기가 작을수록 급속히 증가하고, 진동의 크기가 클수록 완만하게 증가함을 알 수 있다. 동안정 미계수가 불안정한 영역에 접어드는 받음각은 세 경우 모두 받음각이 15.
미세하긴 하지만 경향성을 분석해 보면 진동주파수가 작을 경우 받음각이 작을 때는 더 안정한 경향을 보이다가 받음각이 9° 이상의 영역에서는 진동주파수가 큰 경우보다 더 빨리 불안정 방향으로 동안정 미계수가 변함을 확인할 수 있다.
반복성 시험에서 요 댐핑 동안정 미계수는 받음각이 0°일 때와 9°일 때 다소 차이가 있으나 다른 받음각에서는 거의 동일한 값을 가짐을 확인하였다.
시험결과 피치 댐핑 동안정 미계수 시험은 진동주파수가 같고, 진동의 크기가 다른 경우가 진동의 크기가 같고 진동주파수가 다른 경우에 비해 동안정 미계수의 변화의 폭이 큰 것을 확인하였다. 반면에 롤 댐핑 동안정 미계수 시험의 경우에는 반대의 경향성을 나타내었다.
요 댐핑 동안정 미계수는 전반적으로 모든 시험에서 다른 경향성을 가졌으나 동일한 무차원 요 각속도 조건에서는 받음각이 3°인 경우와 21°인 경우를 제외하고는 경향성뿐만 아니라 동안정 미계수 값도 비슷한 값을 가짐을 확인하였다.
진동주파수가 0.25hz일 때 동안정 미계수는 받음각이 14.4° 이상일 때 불안정하게 되고, 진동주파수가 0.5hz일 때 동안정 미계수는 받음각이 15.8° 이상일 때 불안정하게 되며 진동주파수가 0.65hz일 때 동안정 미계수는 받음각이 16.5° 이상일 때 불안정하게 되는 것을 확인할 수 있다.
진동주파수가 0.25hz일 때는 받음각이 –3∼9° 일 때 위의 두 경우와 다소 상이한 결과를 보이나 전체적인 경향성은 비슷함을 확인할 수 있다.
또한 진동주파수를 제어하기 어렵기 때문에 데이터의 신뢰성을 확보하기 어렵다. 하지만 본 연구에서 적용한 강제진동기법은 일정한 크기의 각 변위로 진동을 가해주며 동안정 미계수를 측정할 수 있는 기법으로서 충분한 측정데이터의 반복 측정을 통해 시험 데이터의 신뢰성을 향상시킬 수 있다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
무미익 형태의 항공기의 단점은 무엇인가?
최근에는 고기동성 확보를 위한 다양한 형태의 항공기가 개발되고 있으며, 또한 스텔스 성능을 구비하기 위해 전통적인 형상과는 다른 무미익 형태의 항공기가 출현하고 있다. 이러한 무미익 형태의 항공기는 수직미익이 존재하지 않기 때문에 역요 현상, 실속 회복력 감소, 종축 안정성 유지의 어려움 등 안정성과 조종성에 있어 일반적인 항공기에 비해 불리한 특성을 지니게 된다[1]. 그러므로 이에 따른 동적특성 파악이 더욱 중요하게 대두되고 있다.
강제진동 기법이란 무엇인가?
본 연구에서는 강제진동 기법을 이용하여 람다형상을 갖는 무미익 무인기의 동안정 미계수를 측정하였다. 강제진동 기법은 시험모델을 일정한 크기의 각 변위로 진동시키면서 항공기에 작용하는 공력의 시간이력(time history) 데이터를 측정하고, 입력진동 대비 공력데이터의 위상차와 진폭을 추출함으로써 비행체의 동안정 미계수를 계산하는 방법이다. 본 연구에서는 롤, 피치, 요 방향으로 각각 진동시킬 수 있는 실험 장치를 설계, 제작하여 국내 최초로 무미익 항공기의 동안정 미계수 측정 시험을 수행하였다.
본 논문에서 수행한, 롤, 피치, 요 방향으로 각각 진동시킬 수 있는 실험 장치를 설계, 제작하여 국내 최초로 무미익 항공기의 동안정 미계수 측정 시험의 결과는 어떠한가?
본 연구에서는 롤, 피치, 요 방향으로 각각 진동시킬 수 있는 실험 장치를 설계, 제작하여 국내 최초로 무미익 항공기의 동안정 미계수 측정 시험을 수행하였다. 롤 댐핑 동안정 미계수 측정 결과, 진동 주파수와 진동의 크기가 증가하여도 동안정 미계수의 경향성은 동일하게 나타나며, 전반적으로 측정 받음각 구간에서 안정한 특성을 보였다. 피치 댐핑 동안정 미계수의 경우 작은 진동 주파수에서 동적으로 더 안정해지며, 받음각 $15^{\circ}$ 이상에서는 동적으로 불안정해지는 경향성을 보였다. 각 시험데이터들은 반복성 시험을 통해 데이터의 신뢰성을 검증하였으며, 본 연구에 적용된 강제진동 기법이 무미익 항공기의 동안정 미계수를 성공적으로 측정할 수 있음을 확인하였다.
참고문헌 (9)
S.-H. Yoon, H.-T. Lee, H.-C. Shim, "Improving the Stability and Maneuverability of Small Tailless BWB Unmanned Aircraft," The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences Conference Proceedings, April, 2012.
Y.-H. Kim, H.-N. Ok, I.-S. Kim, "Prediction of the Dynamic Derivatives of Separated Payload Fairing Halves by the CFD Analysis of Forced Harmonic Motions," Aerospace Engineering and Technology Vol. 5, No. 2, 2006.
H.-K. Cho, S.-H. Lee, S.-T. Lee, K.-S. Kim, "Study on the Stability and Aerodynamic Characteristics of a Sounding Rocket," Korea Air Force Academy, 2009.
H.-K. Cho, W.-W. Hur, C.-H. Kang, MH, Sohn, Y.-H. Yoon, J.-E. Kim, S.-W. Baek, "Free Vibration Technique for Dynamic Stability Derivatives in Pitch," Journal of the Korean Society for Aeronautical and Space Sciences Vol. 27, No.6, 1999.
S.-W. Baek, H.-K. Cho, "Measurements of Dynamic Stability Derivatives in Yaw using Free Vibration Technique," The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences Conference Proceedings, April, 2002.
P. Campbell, J. L. Johnson, and D. E. Hewes, "Low-Speed Study of the Effect of Frequency on the Stability Derivatives of Wings Oscillating in Yaw with Particular Reference to High Angle-of-Attack Conditions," NACA RM L55H05, 1995.
J. Schueler, L. K. Ward, "Techniques for Measurement f Dynamic Stability Derivatives in Ground Test Facilities," AGARD 121, 1967.
Joon Soo Ko, "Analysis of Dynamic Stability Derivatives for High Angle of Attack Aircraft," PhD Thesis, Virginia Polytechnic Institute and State University, 1985.
Dan D. Vicroy, Thomas D. Loeser and Andreas Schutte, "SACCON Forced Oscillation Tests at DNW-NWB and NASA Langley 14x22-foot Tunnel", 28th AIAA Applied Aerodynamics Conference, July 2010.
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