MATLAB을 이용한 KC-100 항공기 조종안정성 비행시험 분석 프로그램 개발

서형석,김진수,이찬석,이일우 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.4

본 연구에서는 KC-100 항공기 조종안정성 비행시험 분석 프로그램을 MATLAB을 이용하여 개발하였다. 기존 비행시험 분석 프로그램의 사용 제한으로 인해 새로운 프로그램의 개발이 요구되었으며, 사용자의 편의성 증대, 비행시험 결과 분석 및 자료처리 능력 향상 또한 요구되었다. 개발된 비행시험 분석프로그램은 이러한 요구사항들을 만족시켰으며, MATLAB 을 이용하여 사용자의 환경을 구성하였다. 기 검증된 비행시험 분석 결과와 비교하여 개발된 프로그램의 검증을 수행하였으며, 그 결과 기존 분석된 비행시험 결과와 잘 일치함을 확인하였다. 따라서, 개발된 프로그램은 앞으로 수행할 KC-100 항공기 비행시험 결과 분석용으로 사용 가능함을 확인하였다. This paper describes the development of KC-100 aircraft stability and control flight test analysis program using MATLAB GUI. Existing flight test analysis programs are limited using for the KC-100 aircraft. So, new flight test analysis program is required to develop. The user's convenience, flight test analysis and data processing capabilities are required to enhance. Flight test analysis program was satisfied with these requirements and this program was composed of the user's environment using MATLAB. This program is validated by comparing the proved program's results and confirmed the possibility of stability and control flight test analysis program. Therefore, the developed program is able to use for KC-100 aircraft flight test analysis.

생체모방 비행체 날개의 유연성 고려에 따른 비행 동역학 및 안정성 특성 변화에 관한 시뮬레이션

김중관,이준성,한재흥 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.4

본 연구에서는 생체모방 비행체 날개의 유연성 고려에 따른 비행동역학 및 안정성 특성 변화를 분석했다. 날개의 유체-구조연계해석의 영향을 독립적으로 살펴보기 위하여, 날개의 유연성을 제외한 모든 특성이 동일한, 유연날개/강체날개 두 가지의 날갯짓 비행체를 모델링 했다. 이 두 가지 모델에 대하여 유체-구조연계해석이 가능한 날갯짓 비행체 비행 시뮬레이션 환경을 통하여 트림 비행 특성 및 피치 방향 모멘트 외란에 대한 안정성을 분석했다. 두 모델은 수평 트림 비행 상태에서의 비행동역학적 특성은 유사하게 나타났지만, 동일한 크기의 피치 방향의 외란이 가해졌을 경우에는, 유연날개 모델은 안정적인 제한주기진동 특성을 보이며 원래의 트림 조건으로 다시 수렴했지만, 강체날개 모델은 원래의 트림조건으로 회복을 못하고 발산하는 결과를 보였다. This study investigates the effect of wing flexibility consideration to the flight dynamics and stability of a bio-inspired ornithopter. Two ornithopter models are designed for the analysis and one has rigid wing and the other has flexible wing, while all other conditions are the same. Through a fluid-structure interaction considered ornithopter flight simulation framework, trim flight dynamics analysis and stability characteristics to a pitch directional moment disturbance are compared between two different ornithopter models. Two model exhibited similar characteristics in terms of the trim flight dynamics characteristics. However, rigid wing model showed instability to a pitch directional moment disturbance, whereas flexible wing model showed stable behavior that the ornithopter model returned back to its original stable limit-cycle trim trajectory after the disturbance.

복부가 움직이는 곤충형 날갯짓 비행체의 4-자유도 비행동역학 및 안정성

최상연,김중관,한종섭,한재흥 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4

본 논문에서는 제자리 비행을 하는 곤충형 날갯짓 비행체의 복부 움직임이 세로방향 비행동역학 및 안정성에 미치는 영향을 판별하기 위해 세로방향 4-자유도 비선형 운동방정식을 수립하였다. 또, 주기적인 공력을 모사하기 위해 실험적으로 획득된 공력계수에 기반한 blade-element 이론을 적용하였다. 복부의 움직임이 곤충형 날갯짓 비행체의 세로방향 비행 안정성에 결정적인 영향을 미치는지에 대한 연구를 수행하기 위해 1. 복부와 몸통이 고정된 경우, 2. 복부와 몸통이 스프링으로 연결된 경우에 대한 해석을 수행하였다. 또한, 유도된 운동방정식을 선형화 하여 스프링 상수 변화에 따른 고유치 값의 변화를 비교하여, 복부의 움직임이 세로방향 비행안정성에 미치는 영향을 연구하였다. In this paper, to investigate the role of deformable abdomen on the longitudinal flight dynamics and stability of the hovering insect-like flapping flight vehicle, 4-DOF longitudinal nonlinear equations of motion are derived. To describe the periodic forces and moment to the system, blade-element theory, which is based on the experimentally obtained aerodynamic coefficient, is used. Two cases: 1) rigid connection between the thorax and abdomen and 2) flexible connection, are studied to investigate whether or not the deformable abdomen is significant factor to the longitudinal flight dynamic stability by examining eigenvalues of each case with linearized model.

전익기형 무인기의 비행 안정성 향상을 위한 형상 최적화 연구

성동규(Dong-gyu Seong),줄리안 나드히(Nadhie Juliawan),장막심(Maxim Tyan),김상호(Sanho Kim),이재우(Jae-woo Lee) 한국항공우주학회 2020 韓國航空宇宙學會誌 Vol.48 No.10

본 논문에서는 전익기형 무인기의 비행 안정성 확보를 위한 날개 평면형상 및 비틀림 각을 포함하는 형상최적화 연구를 수행하였다. 전익기는 독립된 동체와 꼬리날개가 없어 공력특성과 스텔스성능에 장점이 있는 반면, 정적 여유 및 비행 안정성 확보가 어렵다. 본 연구에서는 가로 안정성 개선을 위하여 비틀림 각과 후퇴각을 최적화 하였으며, 세로 안정성은 정적 여유와 날개 평면형상을 최적화 하여 향상시키고자 하였다. 비틀림 각의 영향은 윙렛이 장착된 형상과 비틀림 각이 있는 형상의 안정성을 비교하여 확인하였다. 최적화 문제구성에는 안정성 개선에 초점을 두어 제약조건을 수립하고 목적함수와 설계 변수를 설정하였으며, 설정된 설계 변수에 대하여 Sobol 방법을 이용해 민감도 해석을 수행하였다. 공력해석 및 안정성 해석에는 AVL이 사용되었으며, 최적화 방법으로는 SQP를 사용하였다. 최적화 결과 형상에 대한 CFD 해석 및 동안정성 시뮬레이션을 통해 비틀림 각이 윙렛을 대신하여 전익기의 스텔스 성능 향상뿐만 아니라 비행안정성 개선에도 적용될 수 있음을 검증하였다. In this study, the twist angle and wing planform shapes were selected as design variables and optimized to secure the stability of the flying-wing type UAV. Flying-wing aircraft has no separated fuselage and tails, which has advantages in aerodynamic characteristics and stealth performance, but it is difficult to secure the flight stability. In this paper, the sweep back angle and twist angle were optimized to obtain the lateral stability, the static margin and wing planform shapes were optimized to improve the longitudinal stability of the flying-wing, then effect of the twist angle was confirmed by comparing the stability of the shape with the winglet and the shape with the twist angle. In the optimization formulation, focusing on improving stability, constraints were established, objective functions and design variables were set, then design variable sensitivity analysis was performed using the Sobol method. AVL was used for aerodynamic analysis and stability analysis, and SQP was used for optimization. The CFD analysis of the optimized shape and the simulation of the dynamic stability proved that the twist angle can be applied to the improvement of the lateral stability as well as the stealth performance in the flying-wing instead of the winglet.

T-50 형상 재구성 모드의 항공기 비행 안정성에 관한 연구

김종섭(Chong-sup Kim),황병문(Byung-moom Hwang),황민환(Min-hwan Hwang),배명환(Myung-whan Bae) 한국항공우주학회 2005 韓國航空宇宙學會誌 Vol.33 No.5

현대의 고성능 전투기에 탑재되어 있는 전기식 비행제어계통(Digital Fly-By-Wire Flight Control System)은 통합 다기능 감지기(IMFP : Integrated Multi-Function Probe)에 의해 항공기의 고도/속도/받음각 정보를 얻는다. T-50에 적용되어 있는 3개의 IMFP는 3중 결함 및 분리되지 않는 2중 결함에 대해서 비행 안정성(Flight Stability)을 확보하기 위해 형상 재구성 모드(Air Data Reconfiguration Mode)를 제어법칙에 적용했다. 본 논문에서는 항공기 운용 시 발생할 수 있는 IMFP 결함으로 인한 형상 재구성 모드 제어법칙에 대해, 비행 안정성을 해석하기 위하여 선형해석(Linear Analysis) 및 HQS(Handling Quality Simulator) 조종사 시뮬레이션을 수행하였고, IT-50 비행시험 시, 발생했던 IMFP 결함으로 인해 제어법칙이 형상 재구성 모드로 적용되었던 사례를 제시했다. 그 결과, T-50 훈련기의 제어법칙이 형상 재구성 모드로 전환될 경우, 항공기 안정성에는 영향이 없다는 것을 알았다. Modern versions of supersonic jet fighter aircraft using digital flight-by-wire flight control system receive aircraft flight condition such as altitude, airspeed and AoA(angle of attack) from IMFP(Integrated Multi-Function Probe). IMFP sensors data have triplex structure using three IMFP sensors. An air data reconfiguration mode is applied to a T-50 flight control law to guarantee the aircraft flight stability when 2 or 3 IMFP sensors data are invalided. In this study, linear analysis and HQS(Handling Quality Simulator) pilot simulation are performed to analyze flight stability when the air data reconfiguration mode is applied to the control law. And we propose an example that the air data reconfiguration mode is applied to the control law due to second failure of IMFP during T-50 flight. It is found that the aircraft flight stability is not affected when the T-50 flight control law is changed to the air data reconfiguration mode.

비행제어시스템 안정성 여유 감항인증 기준 재정립 방안

김동환,김종섭,임상수,고기옥,김병수 항공우주시스템공학회 2022 항공우주시스템공학회지 Vol.16 No.1

실제와 모델간의 다양한 불확실성(uncertainties)에 대한 항공기의 강건성 확보를 위해 비행제어시스템은 일정 수준 이상의 안정성 여유(stability margin) 감항기준을 만족할 수 있도록 설계되어야 한다. 미 국방 규격인 MIL-F-9490D와 감항인증 규격인 MIL-HDBK-516B에는 비행제어시스템이 만족해야 하는 이득여유(gain margin)와 위상여유(phase margin) 기준을 제시하고 있다. 그러나 항공기의 개발 단계별 설계 성숙도를 고려하지 않고 전 개발단계에서 동일한 안정성 여유 기준이 적용되면서, 궁극적으로는 항공기 운용영역이 과도하게 제한되는 문제가 발생한다. 본 논문에서는 조종성과 안정성 여유의 관계를 제시하고 개발 단계와 입증 방법에 따라 안정성 여유 기준을 재정립하는 방안을 제시한다. 연구의 결과는 현재 개발되고 있는 항공기뿐만 아니라 향후에 전개될 무인 비행체 개발 시에 적용하여 보다 유연하고 효과적인 방법으로 안정성 여유 기준을 입증하는데 기여하리라 판단한다.

이종 덕티드 팬 무인항공기의 비행특성 분석

정준호,김승균,석진영,정인재,남수현,김성남 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

본 논문에서는 형상이 다른 이종 덕티드 팬 무인항공기의 비행특성 분석 결과를 서술한다. 이종 덕티드 팬 무인항공기는 두 가지 형상으로 설계/제작 하였으며, 각 비행체는 덕트의 형상에 따라 1호기(Long Skirt)와 2호기(Short Skirt) 덕티드 팬으로 구분한다. 1호기는 덕트 상단에 동체가 위치하여 2호기에 비해 무게중심이 높아 비행 시 보다 향상된 조종성을 확보 할 수 있다. 2호기는 동체가 덕트 내부에 위치하며, 부분 가변 스테이터가 탑재된다. 본 연구에서는 상기 두 형상의 덕티드 팬 무인항공기에 대해 동역학 모델링을 구성하였으며, 이를 통한 동특성 분석을 수행하였다. 또한, 비행시험을 통해 이종 덕티드 팬 무인항공기의 비행특성을 분석하였다. This paper presents analysing flight characteristics of heterogeneous ducted-fan unmanned aerial vehicles with different configuration of components. The ducted-fan UAVs can be classified by duct configuration as the first vehicle(Long Skirt) and the second vehicle (Short Skirt). The fuselage of the first vehicle is placed at the top of the vehicle, and it makes that center of gravity move upward. Therefore, the first ducted-fan can generate more control force than the second vehicle in a flight situation. The second vehicle has an activated partial stator and a fuselage which is located inside the duct. In this research, dynamic models of each vehicle are established and used for the dynamic characteristics analysis. Moreover, the flight characteristics are analyzed by using flight test results.

비행중 실시간 파라미터 추정기법을 이용한 커나드 비행기의 가로안정성에 관한 연구

박욱제(Wook-je Park),노양수(Yang-soo Noh),최진원(Jin-won Choi),문정호(Jung-ho Moon),황명신(Myoung-shin Hwang),성기정(Kee-jeong Seong) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.9

본 논문은 실제의 비행시험 데이터를 이용하여 커나드 비행기 Velocity-173의 가로-방향의 조종/안정 미계수들을 추정하는 것이며, 나아가서 비행중에(In-Flight) 실시간 파라미터 추정기법을 이용한 미계수 확인 및 분석에 관한 내용이다. 본 논문에서 적용한 비행중 실시간 파라미터 추정기법의 결과는 AAA의 해석 결과와 비교하였으며 그 결과는 상당히 신뢰할 수 있고 계산시간 또한 만족스러움을 확인하였다. The Purpose of this paper is to obtain the lateral-directional controllability and stability derivatives of the Velocity-173 from the flight test data and to simulate motion of the aircraft by using In-flight Real-Time Parameter Estimation Techniques. In this paper, the results of the In-Flight Real-Time parameter Estimation Techniques are compared with the results of the Advanced Aircraft Analysis. As a result, Estimation by using In-Flight Real-Time Parameter Estimation Techniques can be done rapidly and their results are reliable.

활공형 유도탄약의 활공날개 전개 시 자세안정화 기법 연구

박종찬,정철구,이창훈,탁민제,김진원,이영기,강인영 한국항공우주학회 2024 韓國航空宇宙學會誌 Vol.52 No.3

본 논문에서는 활공형 유도탄약의 활공날개 전개 시 비행안정성 분석 및 자세안정화를 위한 비선형 각속도 안정화루프 설계를 다룬다. 먼저, 활공형 유도탄약의 날개 전개각에 따른 압력중심의 위치변화 분석을 통해 활공날개 전개 시 비행안정성 확보 가능 여부를 분석하였다. 또한 활공날개 전개 시 발생하는 비행 불안정성을 보상하기 위해 궤환선형화 기법과 특정한 형태의 오차방정식을 활용한 각속도 안정화루프를 설계하였다. 각속도 추종 오차 분석을 통해 활공날개 전개 시 압력중심 위치변화로 인해 유발되는 공력 모멘트 외란을 제안한 각속도 안정화루프가 효과적으로 보상할 수 있음을 해석적으로 보였다. 최종적으로 수치 시뮬레이션을 통해 본 연구의 해석 결과의 타당성 및 제안한 각속도 안정화루프의 성능을 검증하였다. This paper deals with the analysis of flight stability and the design of a nonlinear attitude stabilization loop during the wing deployment for gliding guided munitions. The changes in the center of pressure (CP) location according to the wing deployment angle are first analyzed to determine if the flight stability can be ensured during the wing deployment. Additionally, an angular velocity stabilization loop is designed using the feedback linearization control methodology with a specific form of error dynamics in order to compensate for the flight instability that occurs during the wing deployment. Through an analysis of the angular velocity tracking error, it is analytically proven that the proposed attitude stabilization loop can effectively compensate for the aerodynamic moment disturbance caused by the changes in the CP location during the wing deployment. Finally, numerical simulations are conducted to validate the analysis results obtained in this study and the performance of the proposed angular velocity stabilization loop.

고정익 초소형비행체 “BATWING” 시스템 개발

정대근(Dae-Keun Chung),황희철(Hee-Chul Hwang),김종현(Jong-Hyun Kim),박훈철(Hoon Cheol Park),윤광준(Kwang-Joon Yoon) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.2

본 논문에서는 초소형비행체 “BATWING”의 설계, 제작, 비행시험에 대한 연구를 수행하였다. “BATWING”은 섬유강화 복합재료로 만들어진 동체와 리튬-폴리머 배터리와 전기모터 동력 시스템, CMOS 카메라와 송수신장치 등으로 구성되어 있다. 저 레이놀즈 영역에서도 높은 양항비를 얻기 위해 X-FOIL 프로그램을 사용하여 에어포일을 설계하였으며, 동체 상부에 날개를, 동체 하부에 배터리 및 송수신장치를 위치시킴으로써 비행 안정성을 증가시켰다. 비행시험에서 섬유강화 복합재료로 이루어진 동체 구조물이 내부의 탑재물을 외부의 충격으로부터 안전하게 보호해 주는 것을 확인하였고, 모니터 안경으로 전송되는 영상을 이용하여 15분 이상 성공적으로 비행하였다. In this paper, design, manufacturing and flight test of the MAV(Micro Air Vehicle) “BATWING” are described. “BATWING” is composed of fiber composite structures, lithium-polymer battery and electric motor power system, CMOS camera and signal transmission and receive system, etc. Using X-FOIL, an airfoil shape was designed to have high L/D at the low Reynolds number of 10⁴~10?. To increase flight stability, a high wing type was chosen and the batteries and signal transmission system were placed at the bottom of the fuselage as low as possible. From the flight test, the composite skin was proven to be effective for protection of on-board system during impact on the ground or other objects. The “BATWING” was successfully flown more than 15 minutes with the HMD(Head Mount Display) image.