초록 ▼

틸트로터 형태의 비행체로 개발되고 있는 스마트 무인기는 헬기보다 3배가 빠른 고속 비행특성과 5시간의 장기체공 비행성능은 정풍이 부는 상황에서도 200km 이상의 임무반경을 제공하며, 자동 이착륙 및 자율비행, 자동 충돌회피 기동이 가능한 특성으로 스마트 무인기는 미래의 다양한 시장의 요구에 부응할 수 있는 이러한 비행체가 될 것이다.
성능분야에서는 먼저 비행체 표준임무경로를 정의하고 각 임무경로에 대한 비행체의 다양한 성능을 분석하였다. 비행체의 정안정성 분석을 통해 꼬리날개를 사이징하였고 비행포획선도를 작성하였다.
공

틸트로터 형태의 비행체로 개발되고 있는 스마트 무인기는 헬기보다 3배가 빠른 고속 비행특성과 5시간의 장기체공 비행성능은 정풍이 부는 상황에서도 200km 이상의 임무반경을 제공하며, 자동 이착륙 및 자율비행, 자동 충돌회피 기동이 가능한 특성으로 스마트 무인기는 미래의 다양한 시장의 요구에 부응할 수 있는 이러한 비행체가 될 것이다.
성능분야에서는 먼저 비행체 표준임무경로를 정의하고 각 임무경로에 대한 비행체의 다양한 성능을 분석하였다. 비행체의 정안정성 분석을 통해 꼬리날개를 사이징하였고 비행포획선도를 작성하였다.
공력설계 및 해석분야에서는 프롭로터의 공력설계와 성능해석을 수행하였고, 주익 및 플래퍼론에 대한 공력설계를 수행하였다. 그리고 40% 풍동시험을 수행하여 다양한 형태의 공력 DB를 생성하였다.
틸트로터용 로터/드라이브 시스템의 기본 설계를 국제 공동 연구를 통해 수행하였다. 현재 미국 특허로 제한되어 있는 탄성체 베어링을 이용한 등속 조인트 개념을 탈피하여 자동차용 등속 조인트를 채용한 짐발 허브를 자체 설계하였으며, 드라이브 시스템의 기본 설계를 완료하였다.
기체구조분야에서는 틸트로터형 신개념항공기 특성상 별도의 하중해석 조건을 정의하고 하중해석 기준과 기체구조 개발규격을 수립하였으며, 기체구조 설계 결과에 대하여 여러 하중조건을 적용한 구조해석과 공탄성 및 훨플러터 특성 해석을 하여 그 결과를 구조설계에 반영하였다
자동조종시스템 분야에서는 비선형 시뮬레이션 프로그램을 개발하고 이를 기반으로 비행모드별 동특성을 분석과 비행성 판별을 수행하였으며, XV-15, Eagle Eye자료를 기반으로 조종계통의 믹서 구조를 정의하여 SAS를 설계할 수 있도록 하였다.
추진시스템 분야에서는 엔진의 요구성능을 분석하고 엔진 제작사들과의 협의를 거쳐 제안요구서의 기술 기준을 마련하였다. 그리고 스마트 무인기의 요구를 만족시키는 엔진 흡입구의 형상, 연료 시스템에 대한 기본설계를 수행하였다.
세부계통 분야에서는 전기/착륙/환경제어/조종계통 등의 세부계통 구성요소들의 적용 기술을 분석하여 비행체에 적합한 설계 개념을 정립하여 각 계통별 부 체계 개발규격서를 작성하였다. 설계요구조건과 설계규격을 분석하였으며 이를 토대로 시스템 별 핵심 구성요소를 도출하여 3차원의 형상 모델링 작업을 수행함으로서 세부계통에 대한 기본설계를 수행하였다.

Abstract ▼

A preliminary design of an advanced air vehicle was accomplished, which has the capabilities of VTOL(Vertical Take-Off and Landing), the high speed cruise and the autonomous flight. The trade-off study among various VTOL vehicle configurations was throughly performed and, the sizing technique and th

A preliminary design of an advanced air vehicle was accomplished, which has the capabilities of VTOL(Vertical Take-Off and Landing), the high speed cruise and the autonomous flight. The trade-off study among various VTOL vehicle configurations was throughly performed and, the sizing technique and the conceptual design/analysis technology were successfully acquired. As a result, the tiltrotor configuration was selected as our baseline configuration and the advanced tiltrotor air vehicle was designed which is three times faster than conventional helicopter and has 5 hour endurance, 200km mission range.
- Performance Part -
At first, the standard mission profile was defined and various vehicle performances were estimated based on the defined mission profile. The vertical and horizontal stabilizer were designed trough static stability analysis and the trim analysis was also accomplished. Also the flight envelopes were analyzed and prepared.
- Aerodynamic Design and Analysis Part -
The aerodynamic design of proprotor was performed by compromising the performances of helicopter mode and airplane mode. The main wing and flaperon was designed to maximize the aerodynamic performances and have simple structure. The wind tunnel test for the $40\%$ scale model was throughly executed which provided the accurate and broad aerodynamic database and clarified the e(lect of the flaperon configuration, the horizontal stabilizer incidence and the vortex generators on the main wing.
- Rotor/Drive System Part -
The rotor and dive systems were developed through international cooperative research. The gimballed hub system was designed which is constructed with the automotive style constant velocity joint using ball bearing, not with the elastomeric constant velocity joint, the use of which is prohibited by the US patent. The preliminary design of the drive system was also successfully accomplished and the pylon conversion system was well designed based on dual redundancy concept, which tilts the pylon complying with the flying mode
- Airframe Structure Part -
The load analysis conditions for the advanced tiltrotor air vehicle were defined and various structural analyses were performed considering those conditions. The weight of airframe structure was minimized using the Bight weight composite materials and VARTM method. The structural analyses for the designed airframe structure encompass FEM analysis using NASTRAN, the aeroelastic analysis and the whirl flutter analysis.
- Automatic Flight Control Part -
The flight controller was developed and the mathematical modelling and the nonlinear simulation program for the advanced air vehicle were also developed to assess the flying quality The mixer structure was also do(ined to facilitate the design of SAS. The OFP S/IV, flight and mission control S/W and development spec. were also generated.
- Propulsion/Engine Part -
The required performances for the engine were clearly identified and the through investigations for the candidate engines were executed. The PW206C engine, finally, was selected as the engine for the advanced air vehicle. The engine intake/exhaust duct was efficiently designed and the fuel system preliminary design was also successfully perfumed.
- Detail Systems Part
The electronic system/landing gear system/environmental control system/control linkage system were successfully designed to meet the whole design requirements.

목차 Contents

• 제 1 장 연구개발과제의 개요 ... 14
• 제 2 장 국내외 기술개발 현황 ... 16
• 제 3 장 연구개발수행 내용 및 결과 ... 35
• 제 4 장 목표달성도 및 관련분야에의 기여도 ... 514
• 제 5 장 연구개발결과의 활용계획 ... 548
• 제 6 장 참고문헌 ... 553