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틸트 항공기 개발의 역사적 교훈 및 고성능 수직이착륙 무인기 개발 방향
김재무(Kim, Jai Moo) 한국항공우주연구원 2017 항공우주산업기술동향 Vol.15 No.2
헬리콥터는 고정익기보다 약간 늦게 발명되어 2차 세계대전 중에 군용으로 양산되기 시작하였고 1950년대 초에는 한국동란에 투입되어 본격적으로 활용되기 시작하였다. 헬리콥터는 활주로가 없는 곳에서 이륙과 착륙이 가능하고 공중에서 제자리 비행을 할 수 있어 고정익기가 할 수 없는 임무를 수행할 수 있으나 전진 속도가 제한되어 있어서 속도 성능을 높이려는 시도는 1950년대부터 활발히 진행 되었다. 이러한 시도 중에 로터나 프로펠러를 수직방향에서 수평방향으로 기울이는 변환형 회전익기 방법과 헬리콥터에 추진용 프로펠러나 날개를 추가하여 성능을 향상시키는 복합형 회전익기가 대표적인 방법이었다. 로터를 기울여서 변환하는 시도는 헬리콥터 제작사에서 주로 시도했고 앞으로 향해 있던 프로펠러를 위로 향하게 변환하여 수직이착륙을 하려는 시도는 주로 고정익기 제작사에서 시도 되었다. 우리나라에서는 틸트 로터 무인항공기 독자개발에 성공하여 이를 실용화 하려는 노력이 진행 중이며 한편으로는 해외에서 도입한 틸트 프로펠러 무인기 기술로 국내 무인항공기 시장을 개척하려는 시도가 진행 중이다. 수직이착륙 항공기의 성능을 향상하기 위한 현재까지의 주요 경험과 교훈을 재조명하여 우리나라의 효율적인 고속 수직이착륙 항공기 개발 방안을 제시하려 한다. Helicopter, firstly flown only several years later than powered airplane early 1900’s, started its production in 1942. The value of the helicopter appreciated right after they were used for various missions in Korean war early 1950’s. Although the helicopter has unique capability such as vertical takeoff and landing(VTOL), it has limited performance in speed and range. A number of attempts have been made to quest for the speed since 1950’s. Tilting aircraft utilized the same rotor or propeller for vertical takeoff and landing as well as high speed flight by tilting them during transition flight; this type of model can be called ‘convertible rotorcraft’. The other method utilizes additive propellers or wings on the rotor-driven helicopter, called ‘compound rotorcraft’. Korea has been building up the tilt rotor development technology since 2002. Recently programs for high speed UAV development for production are under way. Past tilting aircraft development and flight test experiences were surveyed and several lessons could be extracted.
이정진,김재무,임철호,Lee, Jung Jin,Kim, Jai Moo,Lim, Cheol Ho 한국시스템엔지니어링학회 2005 시스템엔지니어링학술지 Vol.1 No.2
The Smart UAV Program was motivated by a huge potential market, a various application and future core technologies. The Smart UAV system is defined as the advanced air vehicle with the smart technology such as collision awareness and avoidance, healthy monitering and self-recovering, intelligent active control. Due to the broad interest by government, industry and academia, Smart UAV development center and government steering committee were established. The organization of the Smart UAV program consists of domestic/international companies and academia. In this paper, the process and application of system engineering was introduced for Smart UAV development program.
가스질화처리 적용을 통한 스마트무인기 머레이징강 로터허브 부품 품질개선
이명규,최성욱,김재무,Lee, Myeong Kyu,Choi, Seong Wook,Kim, Jai Moo 항공우주시스템공학회 2014 항공우주시스템공학회지 Vol.8 No.2
Feathering spindle is one of the critical parts of the rotor system in the Smart Unmanned Aerial Vehicle(SUAV) that it was manufactured with special material, Maraging C300. During the initial ground and tie-down flight tests of the SUAV, surface of the feathering spindle contacting to the needle-roller bearings showed excessive wear and dent due to high vibrating loads transferred from the rotating blades. Gas nitriding process was applied to the bearing contact surface of the feathering spindle to increase surface hardness so as to improve the surface defects. This paper briefly presents the gas nitriding process adopted and the spindle quality improvements including wear and corrosion resistance.
최성욱(Seong Wook Choi),김재무(Jai Moo Kim) 한국항공우주학회 2005 韓國航空宇宙學會誌 Vol.33 No.8
틸트로터 비행체 개념인 스마트무인기는 수직이착륙, 장기체공, 그리고 고속비행성능을 동시에 요구한다. 이와 같은 세 가지의 상반된 비행체 성능의 구현을 위해서는 비행모드 별로 최적의 공력성능을 갖도록 하는 플랩시스템의 운용이 불가피하다. 스마트무인기의 플래퍼론을 설계하는데 있어서 다양한 후보 형상을 생성하고, 이들 형상에 대해 전산유동 해석을 수행하여 각 형상에 대한 공력성능을 분석하였다. 이와 같은 공력성능과 실제형상의 구조적인 단순성을 고려하여 스마트무인기의 최종 플래퍼론 형상을 선정하였으며, 40% 축소모델에 대한 풍동시험을 통해 선정된 플래퍼론에 대한 성능을 검증하였다. Smart UAV, which adopting tiltrotor aircraft concept, requires vertical take-off and landing, long endurance and high speed capability. These contradictable flight performances are hard to meet unless the operation of flap system which should reveal optimal performance for each flight mode. In order to design SUAV flaperon satisfying the three performance requirements, various configurations are generated and their aerodynamic performances are analyzed using numerical flow computations around flap systems. Considering aerodynamic performance and structural simplicity, a final flap configuration is selected and the performance is validated through the wind tunnel testing for 40% scale model.