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조환기(Hwan-Kee Cho),이상현(Sang-Hyun Lee),이순태(Soontae Lee) 한국항공우주학회 2013 韓國航空宇宙學會誌 Vol.41 No.11
본 연구에서는 편대비행하는 고속 항공기의 날개 끝 와류의 공력 간섭 효과를 연구하기 위해서 풍동실험기법이 적용되었다. 편대비행에서 앞선 항공기의 날개 끝에서 발생하는 와류가 뒤따르는 항공기의 공력 특성에 영향을 미칠 수 있다. 흐름의 간섭 효과는 앞선 항공기와 뒤따르는 항공기의 날개 끝 사이의 거리에 따라서 변화된다. 본 연구의 실험결과 앞선 항공기에서 발생되는 날개 끝 와류는 뒤따르는 항공기의 공력 및 모멘트 계수를 변화시킴을 확인하였다. 특히, 후방 항공기의 양력계수는 수직 및 수평 위치에 따라 y/b=-0.125, z/b=0.0에서 가장 많이 증가되거나 y/b=-0.5, z/b=0.38에서 가장 크게 감소됨을 확인하였으며, 두 항공기로부터 발생된 날개 끝 와류의 간섭 현상이 자세히 관찰되었다. Experimental study was conducted to investigate aerodynamic interference effect of wing tip vortex in formation flight of high speed aircraft. In formation flight, wing tip vortex produced by leading aircraft can affect on the aerodynamic characteristics of trailing aircraft. The interference effect of flow is varied with distances between wing tips of leading and trailing aircraft. It is confirmed, in this study, that the interference of wing tip vortex generated from the leading aircraft makes the aerodynamic forces and moments of the trailing aircraft with the vertical or horizontal positions of the trailing aircraft. Especially, the lift coefficients of trailing aircraft were highly increased at y/b=-0.125, z/b=0.0 or deeply decreased at y/b=-0.5, z/b=0.38. The interfering pattern of wing tip vortices from two aircraft is precisely observed.
강제진동기법을 이용한 표준동역학 모델의 피치 동안정미계수측정
조환기(Hwan-Kee Cho),김승필(Seung-Pil Kim),백승욱(Seung-Woock Baek),장조원(Jo-Won Chang) 한국항공우주학회 2007 韓國航空宇宙學會誌 Vol.35 No.6
표준 동역학 모델의 피치 동안정미계수를 측정하기 위한 실험적 연구가 아음속 풍동에서 수행되었다. 모델은 트리거 신호가 주어지면 직류형 서보모터에 의하여 일정한 진폭과 주파수로 상, 하 피치운동을 시작하며, 동시에 25 사이클 동안의 데이터가 자료획득시스템에 저장된다. 동안정미계수 계산에 필요한 위상차는 기분입력 신호와 모델의 무게중심에 장착된 밸런스로부터 나오는 출력신호의 최대 정점과의 위상변화로부터 얻어졌다. 또한 Stabilator의 동안정미계수에 대한 영향은 조종면을 변위시키면서 측정하였다. 본 실험을 위해 독창적으로 제작된 모델의 구동장치 및 실험장치가 다른 연구와 다른데도 불구하고 실험결과는 받음각 변화에 따른 동안정미계수의 변화 경화성이 TPI, NAE, 그리고 FFA의 연구결과와 비교적 잘 일치함을 확인하였다. An experimental study was carried out in order to measure the pitch dynamic stability derivatives of a standard dynamics model in a low-speed wind tunnel. When a trigger signal is generated, the aircraft model starts oscillation with constant amplitudes and frequencies provided by DC electrical servomotor. The measured data are simultaneously recorded on a data recorder for 25 cycles of the model oscillation. The Phase shift needed to compute the dynamic stability derivatives is determined by calculating differences between the peak values of the input and output signals from the dynamic stability balance. Stabilator effects on the stability derivatives were also investigated with deflection angles. Although the driving apparatus and experimental equipments manufactured creatively for this study are different from other experiments, the variational trend of dynamic stability derivatives with the angle of attack is in a good accordance with the results of TPI, NAE, and FFA.
조환기(Hwankee Cho),성홍계(Hong-Gye Sung),김진곤(Jin-Kon Kim) 한국항공우주학회 2012 韓國航空宇宙學會誌 Vol.40 No.10
본 논문은 유도 무기나 로켓과 같이 세장비가 큰 비행체의 동안정미계수 획득을 위한 풍동실험장치 및 기법에 관하여 기술하였다. 세장비가 큰 로켓과 같은 비행체의 동적운동을 위한 풍동실험은 풍동 시험부의 크기와 진동 장치의 설치에 대한 문제 등의 어려움이 있어 동안정성 실험을 수행하는데 여러 가지 제약이 따르게 된다. 본 연구에서는 아음속 풍동에서 세장비가 큰 비행체의 동안정 미계수 획득을 위한 풍동실험기법으로 동안정 밸런스를 이용하는 기법이 사용되었다. 본 연구를 통하여 세장비가 큰 비행체의 자유진동풍동실험 장치가 구축되었으며, 이 장치를 이용한 자료측정 결과는 동안정미계수가 적절하게 획득됨을 보여 주었다. This paper described the wind tunnel testing apparatus and technique to acquire the dynamic stability derivatives of large slenderness ratio air vehicle such as the guided missiles or rockets. There have been few difficulties in conducting wind tunnel testing for slender long rocket due to the size limitation of the test section size and the installation of oscillation equipments. In this study, the dynamic stability balance was used as the wind tunnel technique for obtaining the dynamic stability derivatives. Through the wind tunnel testing, the experimental apparatus for slender air vehicle’s oscillation is established. The measured data showed that it is possible to acquire the dynamic stability derivatives of large slenderness ratio rocket, properly.
조환기(Hwan Kee Cho),강승희(Seung-Hee Kang),유기완(Ki-Wahn Ryu),이준신(Jun-shin Lee) 한국항공우주학회 2012 韓國航空宇宙學會誌 Vol.40 No.6
저 레이놀즈 수 조건에서 폐쇄형 풍동 시험부에 설치된 에어포일 주위의 벽면효과에 대한 실험적 연구를 수행하였다. 이를 위해 풍동시험이 수행되었으며, 시험은 자유흐름 속도 10 ~ 31 ㎧와 시위기준 레이놀즈 수 1.5x105~ 4.6x105 조건에서 수행되었다. 시위대 시험부 폭 비인 기준폐쇄율은 27.8%, 38.5%, 41.7%, 45.5% 그리고 55.6%이다. 시험 결과 벽면효과에 의해 에어포일 표면에서의 천이점이 후방으로 미미하게 이동함을 확인하였다. 또한, 벽면압력을 이용한 벽면효과 보정을 위해서는 에어포일을 중심으로 시위의 세배 이상의 벽면압력이 필요함을 확인하였다. The wall interference effects around the wind-turbine airfoil are experimentally investigated at low Reynolds numbers in a closed test-section wind tunnel. The test is performed at free-stream velocities from 10 to 31 m/s, which correspond to Reynolds numbers ranging from 1.5x105 to 4.6x105 based on chord of the airfoil. The blockage-area ratios, which is the ratio of the chord to the test-section width, are 27.8%, 38.5%, 41.7%, 45.5%, and 55.6%. The test results for the airfoil show that the transition point on the airfoil surface tends to move backward due to wall interference. The wall pressures for an adequate interference correction by a measured-boundary-condition method are desirable more than three times region of the chord before and after around the reference center.