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문제 정의
- 본 연구에서는 자유낙하 풍동시험을 통해 항공기 내부무장창에서의 무장분리 특성을 확인하였다. 모델의 동적상사를 위하여 Froude Scaling 방법을 적용하였으며, 그네뛰기 기법을 통해 축소 무장모형의 관성 모멘트를 측정하였다.
- 본 연구에서는 항공기 내부무장의 분리특성을 분석하기 위해 축소 무장 모델에 대한 자유낙하 풍동시험을 수행하였다. 모델의 동적상사를 위해 Froude Scaling 방법을 적용하였으며 공압 실린더와 솔레노이드 밸브를 설치하여 사출장치를 모사하였다.
가설 설정
- 4로 결정하였다. 이는 실제 항공기의 비행조건이 저 아음속 영역에 속하므로 압축성 효과가 거의 발생하지 않으며[7] , 저속에서 무장의 항력이 분리 궤적에 미치는 영향은 무장의 관성력에 의한 영향에 비해 비교적 적기 때문에 점성의 효과는 무시할 수 있는 것으로 가정하였다[8] . 따라서 낮은 마하수 영역에서 시험하더라도 Froude Scaling 방법을 적용하여 동역학적 상사를 만족시킴으로써 실제 비행과 동일한 무장의 분리특성을 구할 수있다.
제안 방법
- 모델의 동적상사를 위하여 Froude Scaling 방법을 적용하였으며, 그네뛰기 기법을 통해 축소 무장모형의 관성 모멘트를 측정하였다. 고속카메라로 분리 영상을 촬영하여 분리궤적을 획득하였고, 받음각, 유속, 플랩각도, 사출력 등의 조건을 변화시키며 실험을 수행하였다. 또한 항공기와 무장 모형에 표적을 부착하고 사진계측기법을 통해 분리궤적을 추출하여 무장의 비정상 유동 효과를 분석하였다.
- 모델의 동적상사를 위해 Froude Scaling 방법을 적용하였으며 공압 실린더와 솔레노이드 밸브를 설치하여 사출장치를 모사하였다. 고속카메라를 통해 무장 낙하 궤적을 획득하였고, 항공기 받음각, 유속, 플랩각도와 사출력을 변화시키며 다양한 조건에서의 무장 분리특성을 분석하였다. 또한 사진계측기법을 이용하여 분리궤적을 추출하고, 무장의 위치와 자세를 통해 무장의 안전 분리 특성을 비교 분석하였다.
- 내부무장창에서 분리되는 무장의 특성 파악을 위해 항공기 속도와 받음각, 플랩의 변위각, 사출력 등의 조건을 변화시켰다. 받음각과 플랩 각도는 각각 0° ~ 2°, -10° ~ 10°로 변화시키며 시험을 수행하였고, 솔레노이드 밸브를 통해 사출압력을 조절하였다.
- 분리궤적 촬영 시 고속카메라의 렌즈의 곡률 문제로 인해 영상의 가장자리에 왜곡이 발생하였다. 따라서 보정판(calibration board)을 사용하여 렌즈보정을 수행하였다. 보정판 내의 모든 표적은 3차원 좌표가 정확하게 측정되어 있기 때문에 자동식별이 가능하다.
- 06초에 해당한다. 또한 고속카메라 영상에서 사진계측기법을 통해 분리 궤적을 추출하고, 무장 자세의 안정성을 분석하였다.
- 고속카메라를 통해 무장 낙하 궤적을 획득하였고, 항공기 받음각, 유속, 플랩각도와 사출력을 변화시키며 다양한 조건에서의 무장 분리특성을 분석하였다. 또한 사진계측기법을 이용하여 분리궤적을 추출하고, 무장의 위치와 자세를 통해 무장의 안전 분리 특성을 비교 분석하였다.
- 자유낙하실험에서는 Pylon 모형 내부에 소형 공압 실린더를 길이방향으로 설치하여 무장의 고리를 걸고 있다가 실린더에 공기 압력을 작동시키면 잠금 고리 로드가 앞으로 밀리면서 고리를 해제하여 무장이 자중에 의하여 투하되도록 설계하였다. 또한 사출력이 작용하는 낙하실험에서의 사출 장치는 일정한 공기 압력을 피스톤에 가하게 되면 무장이 분리되고 두 개의 사출 피스톤이 동일한 힘으로 무장을 밀어주는 방식을 적용하였다. 이때 무장 모형에 작용한 사출 압력은 실제 항공기에 사용되는 사출 카트리지에서 측정된 압력 값을 Froude Scaling 축소비와 모델에 사용된 실린더의 제원을 통해 계산하였으며[9], 그 크기는 모형에 사용된 사출장치의 직경을 고려하여 100 psi로 결정하였다.
- 자유낙하시험 시 무장과 풍동 내부의 손상을 방지하고 분리된 무장을 회수하기 위한 그물망을 설치하였다. 또한 시험 장치와 분리 궤적을 촬영하기 위한 고속카메라와 조명을 설치하였으며, 정면과 측면에 설치된 2대의 고속카메라를 통해 3축에 대한 분리 궤적을 분석할 수 있다. Fig.
- 고속카메라로 분리 영상을 촬영하여 분리궤적을 획득하였고, 받음각, 유속, 플랩각도, 사출력 등의 조건을 변화시키며 실험을 수행하였다. 또한 항공기와 무장 모형에 표적을 부착하고 사진계측기법을 통해 분리궤적을 추출하여 무장의 비정상 유동 효과를 분석하였다.
- 13은 비정상 유동효과를 확인하기 위해 반복시험을 수행한 결과로, 각각 시간에 따른 무장 낙하 거리와 자세 각도를 나타낸다. 마하수 0.4, 사출력이 없는 조건에서 사진계측기법을 통해 측정한 데이터를 정량적으로 분석하였다. 이 그래프는 Froude Scaling이 적용된 결과이며 시간에 따른 무장의 분리 거리(x, y, z)와 자세(roll, pitch, yaw)를 보여준다.
- 무장 분리특성의 비정상 유동 효과를 확인하기 위하여 반복성 시험을 수행하였으며, 분리거리와 분리자세를 사진계측기법을 통해 정량적으로 분석하였다. 무장의 항공기 아랫방향(z)의 변위와 롤링자세(φ)에서 변화가 확인되었으나 현저한 비정상 유동 효과는 나타나지 않았다.
- 3 조건에서 항공기 플랩각도 변화에 따른 무장 분리특성을 비교한 그림이다. 무장분리 시 속도가 증가함에 따라 기수올림 현상이 발생하기 때문에 플랩의 효과를 효과적으로 확인하기 위하여 더 안정한 조건인 마하수 0.3에서 실험을 수행하였다. 분리영상에서 분리 초기의 피치각도는 유사하게 나타나지만, 플랩각도가 -10°인 경우에 5프레임 이후 피치각도 변화량이 플랩각도 10°인 경우에 비해 크게 나타난다.
- 받음각과 플랩 각도는 각각 0° ~ 2°, -10° ~ 10°로 변화시키며 시험을 수행하였고, 솔레노이드 밸브를 통해 사출압력을 조절하였다.
- 본 연구에서는 풍동시험에서 모사하는 비행조건을 무인기의 순항속도인 마하수 0.3과 0.4로 결정하였다. 이는 실제 항공기의 비행조건이 저 아음속 영역에 속하므로 압축성 효과가 거의 발생하지 않으며[7] , 저속에서 무장의 항력이 분리 궤적에 미치는 영향은 무장의 관성력에 의한 영향에 비해 비교적 적기 때문에 점성의 효과는 무시할 수 있는 것으로 가정하였다[8] .
- 4는 무장의 모형과 내부 무장창에 설치된 무장 모형을 나타낸 것이다. 분리 궤적의 정량적 데이터를 추출하기 위해 무장과 항공기에 표적을 마킹하였으며, 내부 무장창의 개방 각은 100도로 설계되었다.
- 6은 자유낙하 풍동시험의 전체적인 과정을 나타낸 것이다. 시험부 천장에 항공기 모형을 장착하고 트리거와 가압장치를 솔레노이드 밸브와 연결하여 무장이 분리되도록 하였다. 이때, 트리거를 통하여 솔레노이드 밸브와 고속카메라를 동기화시켜 무장이 분리되면서 동시에 촬영할 수 있도록 하였다.
- 또한 사출력이 작용하는 낙하실험에서의 사출 장치는 일정한 공기 압력을 피스톤에 가하게 되면 무장이 분리되고 두 개의 사출 피스톤이 동일한 힘으로 무장을 밀어주는 방식을 적용하였다. 이때 무장 모형에 작용한 사출 압력은 실제 항공기에 사용되는 사출 카트리지에서 측정된 압력 값을 Froude Scaling 축소비와 모델에 사용된 실린더의 제원을 통해 계산하였으며[9], 그 크기는 모형에 사용된 사출장치의 직경을 고려하여 100 psi로 결정하였다.
- 풍동시험 모형은 실제 항공기의 12 % 축소비율로 설계되었다. 자유낙하시험 시 무장과 풍동 내부의 손상을 방지하고 분리된 무장을 회수하기 위한 그물망을 설치하였다. 또한 시험 장치와 분리 궤적을 촬영하기 위한 고속카메라와 조명을 설치하였으며, 정면과 측면에 설치된 2대의 고속카메라를 통해 3축에 대한 분리 궤적을 분석할 수 있다.
- 5는 무장 모형의 사출장치 원리를 나타낸 것으로, 무장의 분리제어 및 사출력 구현을 위하여 소형 실린더와 솔레노이드 밸브를 설치하여 실제 사출장치를 모사하였다. 자유낙하실험에서는 Pylon 모형 내부에 소형 공압 실린더를 길이방향으로 설치하여 무장의 고리를 걸고 있다가 실린더에 공기 압력을 작동시키면 잠금 고리 로드가 앞으로 밀리면서 고리를 해제하여 무장이 자중에 의하여 투하되도록 설계하였다. 또한 사출력이 작용하는 낙하실험에서의 사출 장치는 일정한 공기 압력을 피스톤에 가하게 되면 무장이 분리되고 두 개의 사출 피스톤이 동일한 힘으로 무장을 밀어주는 방식을 적용하였다.
- 자유낙하 분리궤적에 대한 풍동시험 결과이다. 측면에서 촬영한 고속카메라 영상을 이용하여 정성적인 분리특성을 분석하였다. 고속카메라는 초당 500프레임으로 촬영하였으며, 그림은 매 30프레임 단위로 중첩하는 방식으로 총 11프레임 동안의 궤적으로 편집하였다.
- 3은 시험을 수행하기 위하여 풍동 내에 설치된 시험 모형과 기타 시험 장치에 대한 위치를 보여준다. 풍동시험 모형은 실제 항공기의 12 % 축소비율로 설계되었다. 자유낙하시험 시 무장과 풍동 내부의 손상을 방지하고 분리된 무장을 회수하기 위한 그물망을 설치하였다.
대상 데이터
- 측면에서 촬영한 고속카메라 영상을 이용하여 정성적인 분리특성을 분석하였다. 고속카메라는 초당 500프레임으로 촬영하였으며, 그림은 매 30프레임 단위로 중첩하는 방식으로 총 11프레임 동안의 궤적으로 편집하였다. 30프레임은 Froude Scaling의 0.
이론/모형
- 본 연구에서는 자유낙하 풍동시험을 통해 항공기 내부무장창에서의 무장분리 특성을 확인하였다. 모델의 동적상사를 위하여 Froude Scaling 방법을 적용하였으며, 그네뛰기 기법을 통해 축소 무장모형의 관성 모멘트를 측정하였다. 고속카메라로 분리 영상을 촬영하여 분리궤적을 획득하였고, 받음각, 유속, 플랩각도, 사출력 등의 조건을 변화시키며 실험을 수행하였다.
- 본 연구에서는 항공기 내부무장의 분리특성을 분석하기 위해 축소 무장 모델에 대한 자유낙하 풍동시험을 수행하였다. 모델의 동적상사를 위해 Froude Scaling 방법을 적용하였으며 공압 실린더와 솔레노이드 밸브를 설치하여 사출장치를 모사하였다. 고속카메라를 통해 무장 낙하 궤적을 획득하였고, 항공기 받음각, 유속, 플랩각도와 사출력을 변화시키며 다양한 조건에서의 무장 분리특성을 분석하였다.
- 본 연구에서는 반복성을 검증하고 분리궤적을 추출 하기 위하여 사진계측기법[10]을 적용하였다. 이를 위해 항공기와 무장에 표적을 부착하고 사진계측 전용 소프트웨어인 TrackEye[11]를 이용하였다.
- 분리되는 무장 모형의 정보는 M-84 JDAM 자료를 사용하였고, 관성모멘트는 그네뛰기 기법(Bifilar Swing Method)을 통해 측정하였다. 무장 모형의 질량은 약 1.
- 을 적용하였다. 이를 위해 항공기와 무장에 표적을 부착하고 사진계측 전용 소프트웨어인 TrackEye[11]를 이용하였다.
성능/효과
- 결론적으로 항공기 플랩각도 변위에 따라 내부무장창에서 분리되는 무장의 피치각도 변화량을 증가시키고 음의 변위가 주어질 때 더 큰 기수올림 현상이 발생한다. 따라서 항공기의 플랩각도는 무장 자세의 안정성을 감소시키는 효과를 나타내고 있으나, 본 연구의 실험범위에서는 모두 안전하게 분리되고 있음을 확인하였다.
- 그 결과, 받음각이 2° 증가함에 따라 무장의 분리 특성에는 큰 차이가 나타나지 않았으나 유속이 빠른 경우에 피치각 변화량이 더 크게 나타났다.
- 결론적으로 항공기 플랩각도 변위에 따라 내부무장창에서 분리되는 무장의 피치각도 변화량을 증가시키고 음의 변위가 주어질 때 더 큰 기수올림 현상이 발생한다. 따라서 항공기의 플랩각도는 무장 자세의 안정성을 감소시키는 효과를 나타내고 있으나, 본 연구의 실험범위에서는 모두 안전하게 분리되고 있음을 확인하였다.
- 4) 초기 피치각이 더 크고, 7프레임 이후 기수가 더 낮아지는 등 피치각의 변화량이 더 크게 나타난다. 또한 속도가 큰 경우, 피치각 변화에 영향을 받은 무장은 초기 투하 속도에는 큰 차이를 보이지 않지만, 기수숙임 이후에의 낙하 속도가 더 감소하는 것을 확인할 수 있다. 하지만, 두 시험 속도에서는 무장이 뒤로 밀리지 않고 항공기 기준축 아랫방향(z)으로만 운동함을 확인하였다.
- 또한 실제 항공기와 풍동시험 모형의 기하학적 일치를 통하여 공력계수가 일치하는 결론을 유추할 수있다. 따라서 CNa' = CNa, CA' = CA, Cma' = Cma, Cmq' = Cmq이 성립하고 축소 조건으로부터 (/g),(/g), θ, g가 같다.
- 여기에 사출력이 작용할 경우 무장분리 초기의 기수올림 현상이 완화되었으며 아랫방향으로의 이동 변위를 증가시켜 전반적인 무장의 분리 안전성을 향상시켰다. 또한 항공기 플랩각도의 변위는 무장의 기수올림 현상을 발생시키며, 음의 플랩각도 조건에서 더 큰 피치각 변화량을 확인하였다. 전체적으로 마하수 0.
- 그 결과, 받음각이 2° 증가함에 따라 무장의 분리 특성에는 큰 차이가 나타나지 않았으나 유속이 빠른 경우에 피치각 변화량이 더 크게 나타났다. 여기에 사출력이 작용할 경우 무장분리 초기의 기수올림 현상이 완화되었으며 아랫방향으로의 이동 변위를 증가시켜 전반적인 무장의 분리 안전성을 향상시켰다. 또한 항공기 플랩각도의 변위는 무장의 기수올림 현상을 발생시키며, 음의 플랩각도 조건에서 더 큰 피치각 변화량을 확인하였다.
- 또한 항공기 플랩각도의 변위는 무장의 기수올림 현상을 발생시키며, 음의 플랩각도 조건에서 더 큰 피치각 변화량을 확인하였다. 전체적으로 마하수 0.3 ~ 0.4의 영역에서 내부무장을 자유낙하시킬 경우 항공기와 충돌 하지 않고 불규칙한 거동 없이 분리되었으며, 모두 안전하게 분리됨을 확인하였다.
- 3보다 더 크게 나타남을 확인할 수 있다. 종합적으로 무장의 분리 궤적은 속도효과가 큰 피치각도 변화로 나타났는데, 이는 항공기의 속도가 무장의 꼬리날개에 공기역학적 영향을 작용하기 때문에 나타나는 현상으로 판단된다.
- 또한 속도가 큰 경우, 피치각 변화에 영향을 받은 무장은 초기 투하 속도에는 큰 차이를 보이지 않지만, 기수숙임 이후에의 낙하 속도가 더 감소하는 것을 확인할 수 있다. 하지만, 두 시험 속도에서는 무장이 뒤로 밀리지 않고 항공기 기준축 아랫방향(z)으로만 운동함을 확인하였다.
- 8은 항공기 유속에 따른 무장의 자유낙하 분리 특성을 비교한 결과이다. 항공기 유속에 관계없이 무장 꼬리날개의 영향으로 롤링이 발생하는 것을 확인할 수 있었으며, 무장창을 벗어나면서 기수 올림(pitch up) 현상이 발생한 직후에 기수 숙임(pitch down) 운동으로 바뀌는 것을 확인할 수 있다. 속도가 빠를수록 (마하수 0.
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