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대기권을 비행하는 유도 미사일의 최대 사거리 구현을 위한 외형 형상 최적화 시스템 연구
양영록(Young Rok Yang),허상범(Sang Bum Hu),제소영(So Yeong Je),박찬우(Chan Woo Park),명노신(Rho Shin Myong),조태환(Tae Hwan Cho),황의창(Ui Chang Hwang),제상언(Sang Eon Je) 한국항공우주학회 2009 韓國航空宇宙學會誌 Vol.37 No.6
본 논문에서는 커나드와 테일핀을 가진 지대지 유도미사일이 대기권을 비행할 때 최대 사거리를 갖기 위한 효율적인 외형 형상 최적화 기법 연구에 대하여 기술하였다. 이를 위하여 비행궤적 해석 기법과 최적화 기법을 연계하여 미사일의 사거리 증대를 위한 외형형상 최적화 전산 프로그램 시스템을 구축하였다. 비행궤적 해석부분에서는 반실험적 기법을 이용한 공력해석프로그램인 Missile DATCOM을 직접 연결하여 운동방정식 계산에 필요한 공력계수들을 계산 시간 단계 마다 효율적으로 제공할 수 있게 하였고 최고점 이후의 활공비행 구간에서는 최대 양항비를 갖는 Trim 조건 계산 모듈을 첨가하여 활공비행전 영역에서 최대 양항비 상태에서 지속적으로 비행한다는 가정으로 계산 하였다. 최적화 기법으로는 Response Surface Method(RSM)를 적용하여 계산 시간 효율화를 꾀하였다. This paper describes a research result of a external shape optimization study to maximize the range of the guided missile with canards and tailfins in atmospheric flight. For this purpose, the external shape optimization program which can enhance the range of a missile was developed, incorporated with the trajectory analysis and the optimization technique. In the trajectory analysis part, Missile DATCOM which utilizes the semi-empirical method was directly connected to the trajectory code to supply the aerodynamic coefficients efficiently at every time step. In the gliding flight trajectory after apogee, a maximum C<SUB>L</SUB>/C<SUB>D</SUB> trim condition calculation module was attached under the assumption of the missile continuously flying at maximum C<SUB>L</SUB>/C<SUB>D</SUB> condition. In the optimization part, a Response Surface Method(RSM) was adopted to reduce the computing time.
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