전산해석 및 비행시험을 통한 소형 전기비행체 항력 고찰

이융교,전원진,안석민,이대성 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.4

비행시험을 통한 항력 예측은 비행자료 측정 장치의 정확도와 비행시험 수행 기술, 그리고 비행중 추력의 예측 등에 의하여 그 정확도가 결정된다. 본 논문에서는 2차전지 및 연료전지를 사용하는 장기체공소형 전기비행체인 EAV-1의 비행시험을 통하여 항력을 예측하고 전산해석 결과와 상호 연계를 위한 절차를 제시하였다. 비행중 추력을 직접 측정하는 것은 매우 어려운 일이므로, 풍동시험을 통하여 측정된 프로펠러 성능 자료를 이용하였다. 비행시험과 동일한 전진비에서의 전력 소모가 풍동시험과 비행시험에서 일치하므로 비행중 추력 예측이 신뢰할 만한 수준이라 판단된다. 비행시험을 통하여 추출된 항력계수는 3차원 Naver-Stokes 해석 결과와 함께 제시되었다. 비행시험에서는 4.5시간의 장기체공 성능시연을 위하여 자동 선회비행을 하였으므로 이를 고려하지 않은 전산해석 결과는 트림, 원심력, 프로펠러 후류 및 외부 부착물 등에 의한 영향으로 상당한 차이를 보이고 있으며, 이들 항목에 대하여 추가적인 보정을 수행할 예정이다. 비행시험과 전산해석 결과의 상호 연계를 통하여 정확한 항력과 전력소모를 예측하는 것은 향후 중형 전기비행체인 EAV-2의 설계시 전원 시스템의 용량과 장기체공 비행 패턴을 결정하는데 유용하게 적용될 수 있을 것이다. Accuracy of measurement systems, flight testing techniques and in-flight thrust estimation are important for in-flight drag estimation. This paper presents the procedure of in-flight drag estimation and correlation to numerical analysis of a small-sized electric unmanned aerial vehicle, EAV-1, which is powered by a battery and fuel cell system. A propeller chart from wind tunnel tests is applied for in-flight thrust estimation, because direct measurement of in-flight thrust is difficult. Power consumption in flight tests and in wind tunnel tests at the same advance ratio agrees well showing this approach is reasonable. Drag from Navier-Stokes analysis is presented with in-flight estimated drag. Turning flight was done to show long endurance flight of 4.5 hours, CFD results for clean and prop-off configuration in level flight show discrepancies. Additional correction should be done for trim, centrifugal force, propeller slipstream and protuberances. Accurate estimation of drag through correlation between flight tests and CFD analysis is essential for power plant sizing of EAV-2 and for flight trajectory determination for maximum endurance.

달 착륙선 지상시험모델을 이용한 가상비행시험 연구

류동영,이원범,권재욱,주광혁,심은섭 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11

달 착륙선 지상시험모델의 지상시험의 목적은 비행모델 탐사선의 개발 이전에 주요 전자장비, 추진시스템, 제어 알고리즘 및 소프트웨어, 구조체의 핵심기술 및 체계운용기술 등의 전체 시스템에 대한 시연 및 검증이다. 계획된 지상시험은 추력기 클러스터링 시험과 가상비행시험으로 구성된다. 추력기 클러스터링 시험은 이착륙제어용 추력기의 클러스터 기술을 검증하기 위한 것이고, 가상비행시험은 추력기 클러스터링 시험과 이착륙 및 자세제어 추력기와 실시간 시뮬레이터를 이용하여 자유비행시험을 제외한 비행 시나리오에 따라 제어 및 운영 시스템과 착륙기술을 시험하기 위한 것이다. 향후에는 자유비행시험을 수행하여 추가적인 개선을 통하여 위험물 감지 및 회피 기술 시험 등에 활용할 예정이다. 본 논문에서는 달 착륙선 지상시험모델의 지면고정상태에서의 가상비행시험 방안에 대해 기술한다. The purposes of ground test of lunar lander demonstrator are to demonstrate and verify essential electronics, propulsion system, control algorithm, embedded software, structure and system operation technologies before developing the flight model lander. The planned ground test consists of thruster clustering test and virtual flight test. The thruster clustering test is to validate the clustering technology of five 200 newton thrusters. Although we do not perform actual free flight test in this research stage because of the safety issue, we test the control and operation system and landing technology by virtual flight test in which thrusters are actually fired by command of the control system according to the pre-defined flight scenario and simulated flight dynamics of the vehicle. In the future, as the free flight will be done, the Autonomous Landing and Hazard Avoidance Technology (ALHAT) are utilized through additional upgrade. This paper describes the plans about virtual flight test with lunar lander demonstrator being fixed on the ground.

200kg급 틸트로터무인기 (TR60) 비행시험

최성욱,강영신,박범진,장성호,김유신,조암,이명규,이치훈,송복섭,장은영 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4

스마트무인기의 60% 스케일, 최대이륙중량 200kg급 틸트로터 무인기 (TR60)에 대한 비행시험을 수행하였다. 비행시험은 틸트로터 항공기의 모든 비행영역을 포함하는 회전익, 천이, 그리고 고정익 모드까지 이루어 졌다. 회전익 모드 비행에서는 자동이착륙을 비롯한 기본 비행성능 시험이 이루어 졌으며, 고정익 모드에서는 로터 회전수 감속 비행, 연료량 측정을 위한 체공비행, 그리고 최대속도 비행이 수행되었다. 비행시험 과정에서 엔진 냉각을 위한 측면 베인 효과를 비롯한 여러 가지 비행체 및 성능 관련 개선점이 파악되었으며, 최대이륙중량에서의 호버 성능 확인을 위한 안전줄 시험도 수행되었다. 본 비행시험을 통해 TR60 틸트로터 무인기의 비행특성 및 성능이 파악되었으며, 향후 점진적인 성능개선을 통해 실용급 틸트로터 무인기로서의 활용성을 기대할 수 있게 되었다. This paper describes on the flight test for the MTOW 200kg-class tiltrotor UAV (TR60) which is about 60% scale of Smart UAV. The flight test has been conducted for all flight modes of tiltrotor: helicopter, conversion, and airplane modes. At the helicopter mode flight, auto take-off and landing as well as basic flight pattern were tested. The rotor rpm reduction, the fuel consumption measurement for long endurance flight, and the speed increasing to the maximum speed were conducted during the airplane mode flight. In the flight test, various aircraft and control issues such as side vane effect for engine cooling were identified and the hovering characteristics for the MTOW were evaluated. The operational extendibility and efficiency of the 200kg-class tiltrotor UAV are anticipated from the result of this flight.

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.

지상관측법 및 DGPS 기법을 활용한 이/착륙 성능 비행시험 비교

이상종(Sangjong Lee),장재원(Jae-Won Chang),전병호(Byoung-Ho Jeon),성기정(Kiej-Jeong Seong),염찬홍(Chan-Hong Yeom) 한국항공우주학회 2009 韓國航空宇宙學會誌 Vol.37 No.9

비행시험은 개발 항공기의 다양한 성능검증을 포함하여 감항기술기준에 대한 안전성을 입증하는 최종시험으로서 중요성이 크다. 특히, 민간 항공기의 비행시험은 개발업체의 경험 및 노하우에 의해 기술 보호성격이 강하며, 다양한 시험항목과 비행조건에 의해 비용이나 시간측면에서 효율적인 비행시험 수행 및 비행시험 기법의 확보는 필수적이다. 본 논문에서는 이륙 및 착륙성능 입증을 위한 이착륙 비행시험에 대해 지상관측법과 DGPS를 활용한 비행시험 기법을 제안하고 실제 비행시험을 수행하여 그 결과를 비교하였다. The flight test is last means of compliance to satisfy airworthiness standards and important to evaluate the performance and safety of the developed aircraft. The flight test technologies are obtatined from great numbers of experiences and know-hows and protected. In addition, flight test should be conducted efficiently since its various test conditions and items. Therefore, it is requisite to secure efficient flight test methods. This paper discusses the flight test methods for take-off and landing performance and two kinds of techniques are propesed. By performing real flight tests, they are compared with each other and analyzed through the flight analysis.

항공기 비행특성 확인을 위한 다자유도 가상비행 및 자유비행 풍동실험 시스템 개발

이재인(Jaein Lee),조동현(Donghyun Cho),이영건(Younggun Lee),이예빈(Yebin Lee),김광수(Kwangsoo Kim),김종범(Jongbum Kim) 한국항공우주학회 2023 韓國航空宇宙學會誌 Vol.51 No.3

항공기 개발 과정에서 비행제어시스템(FCS, Flight Control System)을 개발하고 검증하는 것은 매우 중요하며 장기간에 걸쳐 진행된다. 특히 항공기가 불안정한 특성이 발생될 수 있는 고받음각 상황에서 조종상실과 회복 과정 중 비행제어시스템의 정상적인 동작 여부의 검증은 비행시험 단계에서 비행시험의 위험성과 비용을 크게 감소시킬 수 있다. 그러나 비행시험 없이 실제 비행환경을 모사하여 동적 실험을 수행하고 비행제어시스템을 검증할 수 있는 시스템을 구성하는 것은 매우 어렵다. 공군사관학교 아음속 풍동실험실에서는 실제 비행환경과 매우 유사한 환경에서 동적특성을 파악할 수 있는 풍동실험 시스템을 구축하였다. 3자유도 짐벌과 리그를 개발하여 다자유도 가상비행(VFT, Virtual Flight Test) 풍동실험을 가능하게 하였고, 기존 폐회로 풍동 측정부를 개방형으로 개조하여 자유비행 풍동실험을 수행하였으며, 이를 통해 항공기 비행특성을 확인하고 비행제어시스템을 검증하였다. Developing and verifying the Flight Control System(FCS) in the aircraft development process is imperative and ongoing over a long period of time. Especially at a high angle of attack where unstable flight characteristic is likely to be shown, the verification of the FCS performance under the loss of control and recovery process can significantly reduce the risk and cost of flight testing during the flight test stage. However, developing a system capable of conducting dynamic tests and evaluating the FCS performance under simulated flight environments is challenging without a flight test. The Subsonic Wind Tunnel Laboratory of the Korea Air Force Academy established a wind tunnel test system capable of investigating dynamic characteristics in an environment similar to the actual flight environment. A three-degree of freedom gimbal and jig was developed to enable a multi-degree Virtual Flight Testing(VFT), the existing closed-circuit wind tunnel test section was converted into an open-type test section to conduct a free-flight wind tunnel test, and the aircraft flight characteristics were investigated and FCS was verified.

달 착륙선 검증모델에 대한 지상시험

이원범,류동영,권재욱,구철회,이훈희,주광혁 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4

달 착륙선 검증모델의 지상시험은 비행모델 달 탐사선의 개발을 대비하여 달 착륙선 검증모델을 구성, 주요 전자장비, 추진시스템, 제어 알고리즘, 비행소프트웨어와 시스템 운용기술 등의 시스템에 대한 시연 및 검증이다. 지상시험은 추력기 클러스터링 시험과 가상비행시험을 순차적으로 진행했다. 추력기 클러스터링을 통해 실제 추력기의 추력성능 및 Avionics 와 비행소프트웨어의 기능검증 및 연동시험을 수행했고, 설계한 제어시스템를 포함한 실시간 시뮬레이터와 시뮬레이션 결과 가시화 툴과의 연동을 통해 가상의 비행시험을 성공적으로 완료하였다. 향후에는 추진시스템 및 제어시스템의 개선을 통해 자유비행시험을 수행할 계획이다. 본 논문에서는 달 착륙선 검증모델의 지상시험에 대해 기술한다. The ground test of lunar lander demonstrator are to demonstrate and verify essential electronics, propulsion system, control algorithm and system operation technologies before developing the flight model lunar lander. The ground test which consists of thruster clustering test and virtual flight test was performed progressively. The performance of thrusters and function verification and inter-working test of avionics and flight software were tested according to the thruster clustering test. And the virtual flight test applied the interoperation of 3D visualization tool and real time simulator including the designed control systems has been successfully completed. In the future, the free flight test will be done through the improvement of propulsion system and control systems This paper is described about the ground test campaign of lunar lander demonstrator being fixed on the ground.

축소형 틸트로터 무인기의 전자동 비행시험을 위한 문제해결과정

강영신,박범진,유창선,구삼옥,이장호 한국항공우주연구원 2009 항공우주기술 Vol.8 No.1

The ground integration test of Smart UAV has been performed according to the flight test plan. The flight test of full scaled model will be performed followed by 4 DOF ground rig test and a tethered hover test. Smart UAV is the first indigenous tiltrotor aircraft which can fly with fast cruise speed and take off or land vertically. In order to prove the flight control law of Smart UAV, the 40% scaled airplane was developed and have been tested. During flight test of small scaled model, many unique and unexpected problems occurred. After clearing these problems, fully automatic flight test was performed successfully. The experiences about many trouble shooting and resolving the problems would be basic material to avoid the unexpected but similar flight test problems hidden behind of the full scaled Smart UAV. This paper presents the detailed procedures of trouble shootings to solve the unique problems which occurred during the flight test of small scaled tiltrotor UAV. 스마트무인기는 수직이착륙과 고속비행이 동시에 가능하도록 헬리콥터와 고정익 항공기의 장점을 결합한 틸트로터 항공기이다. 현재 지상통합시험을 수행중이며, 4자유도 지상치구시험과 안전줄 호버시험을 거쳐 비행시험을 수행할 예정이다. 스마트무인기에 적용된 제어법칙을 검증하기 위해서 40%축소기를 개발하여 비행시험을 수행하였다. 비행시험결과 예측하기 어려웠던 틸트로터 항공기의 고유한 기술적인 문제점들이 발생하였으며, 이러한 문제점을 해결하여 전자동 비행시험을 완료하였다. 본 논문에서는 국내 최초로 수행된 축소형 틸트로터 항공기의 비행시험 과정 중에 발생한 주요한 문제점을 서술하고, 그 해결과정을 상세하게 기술하였다. 축소형 틸트로터 항공기의 전자동 비행시험 수행을 통해 경험한 시행착오와 개선사항은 향후 계획된 스마트 무인기의 실물기 비행시험을 성공할 수 있는 훌륭한 초석이 될 것이다.

수리온 군용헬기의 결빙 감항인증 비행시험을 위한 파라미터 고찰

허장욱(Jang-Wook Hur),김찬동(Chan-Dong Kim),장재상(Jae-Sang Jang) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.6

국내개발 헬기인 수리온의 악기상 시 운용능력을 입증하고 결빙하 운용 제한 사항을 해제하기 위하여 결빙 감항인증이 요구되고 있다. 군용헬기인 수리온의 결빙 감항인증 절차는 유사 무기체계인 UH-60과 AH-64의 사례와 S/W 기술의 성숙도를 보았을 때, 전산해석→모의결빙형상 비행시험→인공 결빙 비행시험→자연 결빙 비행시험의 4가지 방법에 의한 단계화된 추진이 고려되고 있다. 수리온의 최적 비행시험 소티와 비행시간은 인공 결빙 비행시험 20~30소티 및 20~23시간과 자연 결빙 비행시험 20~30소티 및 20~22시간이 요구되며, 효율적인 결빙 감항인증 비행시험을 위해서는 LWC 0.5~1.0 g/m³ 범위의 대기온도 조건은 인공 결빙 비행시험을 추진하고, LWC 0.5 g/m³ 이하의 대기온도 조건에서는 자연 결빙 비행시험이 필요하다. In order to relieve limitation of flight operation under icing condition and verify its operation in adverse weather condition for Surion, military helicopter developed in Korea, airworthiness certification in icing condition is required. The process of Surion icing certification should be considered by implementation of four methods by step such as CFD analysis, simulated flight tests, artificial icing flight tests, and natural icing flight tests. For Surion icing flight tests, these are required 20~30 sorties and 20~23 hours in artificial icing condition; 20~30 sorties and 20~22 hours in natural icing condition. In addition, to proceed with efficient flight tests, it is necessary to implement artificial icing flight tests in LWC 0.5~1.0 g/m³; natural icing flight tests in less than LWC 0.5 g/m³

스마트무인기의 고정익 모드 비행제어 성능시험 및 결과 분석

강영신,박범진,조암,유창선,구삼옥 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11

틸트로터 항공기인 스마트무인기의 고정익 모드 비행시험을 수행하여 전체 비행영역에 대한 비행제어법칙 검증을 완료하였다. 고정익 모드 비행은 260kph 속도에서 로터 회전수를 82%로 감속하여 최대속도까지 점진적으로 영역확장비행을 수행하였다. 속도구간은 나셀천이가 완료되는 250kph에서 50kph 구간별로 가속해서 해당 비행조건에서 비행성을 평가하였으며, 각 고도별로 수평최대속도(VMAX) 도달시험을 수행하였다. 마지막 영역확장 비행시험시 고도 3㎞에서 수평최고속도 VTAS 440kph까지 도달하였다. 고정익모드의 속도가 매우 빠른 반면 비행시험 공역이 좁기 때문에 시험공역을 유지하기위해서 주로 점항법을 이용하여 영역확장 비행시험을 수행하였다. 본 논문에서는 스마트무인기의 고정익모드 최대속도 비행시험 결과를 제시하고 비행제어성능에 대해 고찰하였다. The flight tests on an airplane mode of Smart UAV were completed as a tilt-rotor. Flight control performances were evaluated in all flight envelops. The rotor speed at airplane mode was 82 % RPM and the transition of rotor speed took place at 260kph. At every 50kph airspeed from 250kph to Vmax at each altitude, envelope expansion test flights were performed. In the final test of envelope expansion, Smart UAV reached VTAS 440kph at 3㎞ altitudes. Because the speed of airplane mode was very fast and the air space was limited in 5㎞ range boundary, the test was performed using point navigation control. This paper presents flight test result of maximum speed in airplane mode flight of Smart UAV.