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변관화(Kwan-Hwa Byun),박찬익(Chan-Yik Park),김종헌(Jong-Heon Kim) 한국항공우주학회 2005 韓國航空宇宙學會誌 Vol.33 No.5
본 논문에서는 KF-16D 항공기의 동특성을 실험적으로 규명하기 위해 수행한 지상진동 시험의 시험 방법, 센서 및 장비 설치, 시험 결과 검증 방법 및 시험 결과를 기술하였다. 지상진동시험은 외부 장착물 장착 형상에 따라 7가지 형상으로 분류하여 실시하여 외부 장착물 부착 형상에 따른 항공기의 동특성 변화를 정량적으로 산출하였고 비행 중 항공기 진동 모드의 정량적인 변화량을 예측할 수 있게 하였다. 항공기 지지는 항공기 비행 상태의 조건을 구현하기 위하여 착륙장치 타이어의 공기압을 최소로 하였다. 시험은 6개~8개의 가진기를 사용하여 다점 랜덤 가진법으로 항공기를 가진하고 약 200개의 가속도계로부터 항공기의 응답을 측정하였다. 시험결과 관심 있는 낮은 주파수영역에서 선형성을 보여 양질의 주파수 응답함수를 얻었으며, 상반성을 만족함을 알 수 있었다. 측정된 가진력과 응답신호로부터 주파수 응답 함수를 구하였으며, 고유 진동수와 감쇠 계수는 주파수 응답함수로부터 다기준 최소 자승 복소 지수법을 적용하여 산출하였다. 고유진동모드는 최소 자승 주파수 영역법으로 사용하여 구성하였다. This paper discusses the test procedure, instrumentation, verification methodology and the results of the ground vibration test(GVT) performed on the KF-16D aircraft to estimate experimentally dynamic characteristics of the aircraft. The modal tests for 7 external store configurations were conducted to estimate effects of external stores on the aircraft vibration modes. To emulate free-free boundary conditions the test aircraft was mounted on its landing gear structure with deflated tires during the GVT. The airframe modal tests were done by burst random excitations with 6 to 8 shakers and about 200 accelerometers. Frequency response functions(FRFs) were measured for each test, and the FRFs were reduced and analyzed to identify the dynamic parameters interested. The analyses were carried out in two steps. To extract modal parameters such as, frequencies and damping ratios, the poly-reference least square complex exponential method was used in the time domain. The mode shape coefficients were estimated with the least squares frequency domain method to identify the vibration modes.
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시험 모달 데이터를 이용한 F-16 항공기의 플러터 해석
변관화(Kwan-Hwa Byun),전승문(Seung-moon Jun) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.4
새로이 개발된 ALQ-X ECM 포드를 장착한 KF-16D 항공기의 플러터 해석을 수행하였다. 해석에 필요한 기체 고유진동모드 데이터를 지상진동시험 결과로써 직접 사용하는 방법을 제시하고 기폰 자료를 이용하여 타당성을 확인하였다. 랜딩기어로 지지된 KF-16D 항공기에 대한 지상진동시험 결과를 비행 상태의 모달 데이터로 변환하였다. KF-16D 항공기에 ALQ-X를 장착한 형상과 기존의 ALQ-119 장착 형상에 대한 플러터 속도를 비교함으로써 새로이 개발된 ECM 포드를 기존의 ECM 포드와 동일한 비행영역에서 사용이 가능함을 입증하였다. Flutter analyses are performed for the KF-16D aircraft with brand new ALQ-X ECM pod. A flutter analysis method using test modal data is proposed and validated using published F-16 modal data and flutter analysis results. Ground vibration test is performed for KF-16D stands on its landing gears. Attained modal data are transformed to free-free condition of KF-16D aircraft with ALQ-X pod and ALQ-1l9 pod, respectively. As the results of comparison of flutter analyses, ALQ-X is cleared to be operated in the flight envelope authorized for existing ECM pods.
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주영식,전우철,변관화,조창민 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4
접이식 복합재 날개를 개발하여 중거리 GPS 유도 키트에 적용하였다. 날개는 항공기 장착을 위한 피벗과 양항비 증대를 위해 고세장비를 가지고 있다. 구조설계 요구조건을 만족하기 위하여 날개는 가벼워야할 뿐만 아니라 충분한 강도와 강성을 가지고 있어야 한다. 날개는 탄소섬유/에폭시 복합재로 설계되었으며, 제작비용을 줄이기 위해 일체형 구조로 설계/제작되었다. 구조성능을 검증하기 위해 하중해석 및 비행하중개관시험, 정적구조해석 및 시험, 지상진동시험 및 플러터해석을 수행하였으며, 이를 통하여 날개는 구조설계 요구조건을 만족하는 충분한 구조 강도와 강성을 가지고 있음을 확인하였다. The pivoting composite wing is developed for the mid-range GPS guided kit. The wing has a pivoting structure for the installation to an aircraft and high aspect ratio to increase lift drag ratio. The wing needs to be light and have sufficient strength and stiffness to satisfy structural design requirements. The wing is designed with carbon fiber composite and the structural parts are integrated to reduce cost to manufacture. In order to verify the structural performances, the design load analysis and flight load survey, the static analysis and test, the ground vibration test and flutter analysis are performed. It is shown that the wing has sufficient structural strength and stiffness to satisfy the structural design requirements.
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배재성,고승희,변관화 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.4
공력탄성학적 안정성 해석에 있어서 모델링 오차 및 불확도에 의해 결과의 정확도는 떨어질 수 있고, 공탄성 안정성의 여유를 낮출 수 있다. 따라서, 이러한 모델링 오차 및 불확도를 고려한 공탄성 안정성 경계를 예측할 필요가 있다. 강건 공탄성 해석은 공탄성 해석에 있어서 모델링 오차 및 파라미터들의 불확도를 고려한 공탄성 안정성 해석을 의미한다. 본 연구에서는 조종날개의 공탄성 안정성 해석을 위해 강건 공탄성 해석 기법을 이용하였다. 이를 위해 강건 공탄성 해석 프로그램을 개발하고, 이를 이용하여 조종날개의 공탄성 안정성 해석을 수행하여 기존의 공탄성 해석 결과와 비교하였다. Aeroelastic stability analysis can be degraded due to an aeroelastic modelling error and uncertainty. It is necessary to predict the aeroelastic stability boundary considering aeroelastic modelling error and uncertainty. Robust aeroelastic analysis can predict the aeroelastic stability boundary considering these error and uncertainty. In the present study we predicted the aeroelastic stability of a control fin using this robust aeroelastic analysis method. The robust aeroelastic analysis program was developed, and its results are verified and compared with those of conventional aeroelastic analysis methods.
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수직 돌풍에 대한 항공기의 하중배수 완화를 위한 제어기 설계
김동환,박상혁,변관화 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11
본 연구에서는 운항중인 고정익 항공기가 기상의 변화로 인해 생긴 돌풍구간을 통과시에 항공기 기체에 가해지는 힘을 완화하기 위하여 하중배수 완화에 초점을 두고 제어기를 설계하였다. 이를 위해 가상의 중형 항공기를 모델링하였으며, 제어기 설계를 위해 엘리베이터 뿐만 아니라 플랩을 동시에 사용함으로써 항공기 하중배수의 신속한 제어가 가능하도록 설계하였다. In this paper, a controller design is presented the in order to reduce the load factor change in the presence of vertical gust. A medium-sized aircraft model is developed, and the elevator as well as flap are used in the controller design for rapid control.
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주영식,전우철,변관화,조창민,Joo, Young-Sik,Jun, Woo-Chul,Byun, Kwan-Hwa,Cho, Chang-Min 한국군사과학기술학회 2013 한국군사과학기술학회지 Vol.16 No.4
The pivoting composite wing is developed for the kit to be mounted on the external stores. The wing has a pivoting structure for the installation to an aircraft and high aspect ratio to increase lift drag ratio. The wing needs to be light and have sufficient strength and stiffness to satisfy structural design requirements. The wing is designed with carbon fiber composite and the structural parts are integrated to reduce cost to manufacture. In order to verify the structural performances, the design load analysis and flight load survey, the static analysis and test, the ground vibration test and flutter analysis are performed. It is shown that the wing has sufficient structural strength and stiffness to satisfy the structural design requirements.
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