차수축소모델과 기계학습을 이용한 유연항공기의 선회비행 전산모사에 관한 연구

김홍석 서울대학교 대학원 2020 국내석사

유연항공기의 거동을 해석할 때 강체항공기와 달리 공력와 구조의 결합에 의해 발생하는 영향을 고려하여야 하며 이를 공력탄성학이라 한다. 유연항공기가 비행할 때 작용하는 공력에 의해 구조에 변형이 발생하게 되며, 이에 의해 항공기에 작용하는 공력이 다시 변하게 되어 항공기의 거동에 큰 영향을 미친다. 따라서 비행동역학, 공력, 구조의 결합에 의한 영향을 고려한 해석이 필수적이다. 본 논문에서는 유연항공기의 수평선회비행을 전사 모사 하기 위해서 다물체동역학 기법 중 하나인 FFRF(Floating Frame of Reference Formulation)을 이용하여 유연항공기를 모델링하였고, finite state inflow theory에 기반한 공력 모델을 사용하였다. 항공기 수평 선회 비행을 하기 위해서는 구심력이 필요하고 이로 인해 발생하는 공력과 구조의 강한 결합을 갖게 되어 초기비행조건을 유지하며 일정한 상태로 수평 선회 비행을 하기 어렵다. 이에 본 논문에서는 조종면과 추력의 상태를 지속 조작하며 초기비행조건을 유지하는 strong coupled analysis를 사용하여 수평선회비행을 전산 모사하였다. 또한 strong coupled analysis의 최대 단점인 계산 시간 문제를 해결하기 위해 차수 축소 모델과 기계 학습을 통해 대리모델을 구축하고 이를 사용하여 계산시간을 단축시켰다. When the flexible aircraft is flying, deformation occurs in the structure due to aerodynamics. And changed aerodynamics affect flight trajectory. So coupling effects of aerodynamics and structural deformation should be considered, when analyzing the behaviors of flexible aircraft. In this paper, the flexible aircraft was modeled using the floating frame of reference formulation(FFRF), which is one of the multibody dynamics methods, to simulate the level turn flight of the flexible aircraft. And strong coupled analysis was used to solve the problem of strong coupling between aerodynamics and structural deformation caused by the centripetal force required for level turn flight. In addition, a surrogate model constructed using machine learning and POD-based reduced order model are used to improve computational efficiency

UAM 항공기의 낙뢰 영향성 분석 및 인증기술 접목에 관한 연구

김윤곤 경상국립대학교 대학원 2022 국내석사

UAM 항공기는 도시 안팎으로 승객을 운송하는 중소형 항공교통 시스템이다. UAM 항공기는 친환경 전기 추진 시스템을 기반으로 하여 이동성을 높이고 3차원 공역의 활용을 극대화한다. 그러나 UAM ​​항공기는 상대적으로 작은 크기와 지면 가까이에서 비행하는 특성이 있기 때문에 낙뢰와 전자기장에 매우 취약하다. 이러한 문제를 해결하기 위해 본 연구에서는 다양한 형상의 UAM 항공기에 대한 낙뢰 부착 구역 예측 방법을 개발하고 낙뢰가 UAM 항공기에 미치는 직/간접적인 영향을 연구했다. 먼저, 대표적인 UAM 항공기 4대의 형상, 날개 없는 멀티콥터 1대, 날개 리프트/크루즈 1대, 날개 벡터 추력 2종 포함에 대한 낙뢰 부착 구역 분석을 위한 전산해석 모델을 개발했다. 낙뢰 구역 분석 결과 Prop-rotor blade tip은 초기 낙뢰 부착 가능성이 높은 구역 1A로 식별되었다. Woven carbon/epoxy laminate로 만들어진 Prop-rotor blade에 대한 낙뢰의 직접적인 영향은 시험적 방법과 수치적 방법을 모두 사용하여 연구되었다. 일반적으로 전산해석 결과의 손상 패턴은 시험 결과의 손상 패턴과 상당히 잘 일치했다. 또한, UAM 항공기에 관한 낙뢰 간접 및 HIRF 환경에 대한 전산해석을 통해 기체 내외부에 유도되는 전류값을 분석하였습니다. 미래에는 UAM 항공기의 새로운 추진시스템에 필요한 배터리, 전기모터, 인버터, 수소연료탱크의 활용이 증가할 것이며, 이러한 변화를 적절히 반영한 낙뢰 및 HIRF 보호 시스템의 설계가 중요한 과제로 떠오를 것이다. UAM (Urban Air Mobility) aircraft is small and medium-sized air transportation system that transport passengers in and out of cities. UAM aircraft is based on an eco-friendly electric propulsion system to alleviate the problem of traffic congestion and maximize the use of three-dimensional airspace. However, UAM aircraft are particularly vulnerable to lightning strikes and electromagnetic fields due to their relatively small size and the characteristics of flying close to the ground. This study developed a method for predicting the lightning attachment area for UAM aircraft of various shapes and investigated the direct/indirect effects of lightning on UAM aircraft. First, a computational analysis model was developed to analyze the lightning attachment area for four representative UAM aircraft configurations, including one wingless multicopter, one wing lift/cruise, two types of wing vector thrust. As a result of the lightning zone analysis, the prop-rotor blade tip was identified as zone 1A with a high probability of initial lightning attachment. The direct effect of lightning on the prop-rotor blades made of woven carbon/epoxy laminates was investigated using both experimental and numerical methods. In general, the damage pattern of the computational analysis results was in good agreement with the damage pattern of the test results. In addition, the current values ​​induced inside and outside the aircraft were analyzed through computational analysis of lightning indirect and HIRF (High-Intensity Radiated Field) environments related to UAM aircraft. In the future, the use of batteries, electric motors, inverters, and hydrogen fuel tanks required for new propulsion systems of UAM aircraft will increase, and the design of lightning and HIRF protection systems that properly reflects these changes will emerge as an important issue.

항공기 낙뢰 인증과 영향성에 관한 전산 시뮬레이션 연구

김종준 경상대학교 대학원 2017 국내석사

Environmental conditions like icing, sand, rain and thunder have a major impact on the life cycle and safety of the aircraft. Among them, lightning strike brings high level of current and voltage into the aircraft in very short time, generating high temperature and magnetic field. The high temperature can cause physical damage to the aircraft structure while the strong magnetic field can lead to the failure of electronic equipments. Thus lightning becomes a big threat to the safety of the aircraft. In this study, the principle of lightning strikes in the atmosphere, the mechanism of aircraft lightning strike, and the direct and indirect effects by lightning strike were investigated. Further, aircraft accidents, the condition imposed by certification authority, and the test standard provided by Aerospace Recommended Practice (ARP) were examined. On the basis of the ARP, computer simulation similar to the actual lightning strike event was also performed. Through electro-thermal analysis using ABAQUS code, direct lightning effects on lightning protection systems in aircraft fuel tanks and radomes were analyzed. In addition, using EMA3D code based on the Maxwell equation, current distribution and effectiveness of the lightning protection system were investigated

Task Allocation of Multiple UAVs for Cooperative Timing Missions

오경택 서울대학교 대학원 2017 국내박사

무인항공기의 자율비행 기술이 성숙함에 따라 무인항공기에 요구되는 임무의 복잡도와 정밀도가 증가하고 있다. 최근에는 단일 무인항공기에 의한 감시정찰 임무에서 나아가 다수의 무인항공기의 협력적인 임무수행 능력에 관한 연구가 활발히 수행되고 있다. 본 연구에서는 무인항공기의 협업에 의한 잠재력을 최대한으로 활용하기 위하여 다수의 무인항공기가 동시에 수행해야 하는 임무를 고려하였다. 이러한 임무로는 위험도가 높은 방어 시스템을 동시에 공격하는 임무, 넓은 재난지역을 다수의 무인기가 동시에 수색, 물품지원, 구조 등을 수행하는 임무, 그리고 무거운 물체를 다수의 무인항공기가 협력하여 수송하는 임무 등을 고려할 수 있다. 이와 같이 복잡한 임무를 관리하기 위해 지상 조종사는 다수의 무인항공기를 관제하여야 하며, 이 과정에서 과도한 업무부하는 조종사 실수를 유발하여 임무수행 효율저하로 이어질 수 있다. 본 연구에서는 다수 무인항공기의 동시도달을 고려한 협력 임무할당 문제를 정수계획법으로 정식화하고, 중앙집중형 임무할당 방식과 분산형 임무할당 방식을 연구하였다. 무인항공기로부터 수집된 정보를 기반으로 최적에 가까운 임무할당을 결정하는 중앙집중형 임무할당 방식으로는 모든 해 공간을 탐색하여 최적해를 계산하는 방식, 경험적인 법칙을 통해 신속하게 해를 결정하는 방식, 그리고 메타 휴리스틱 기법의 일종인 군집 최적화 기법을 활용하는 방식을 제안하였다. 분산형 임무할당 방식으로는 개별 무인항공기는 모든 무인항공기가 아닌 이웃 무인항공기들과만 정보를 교류하고, 이를 통하여 자율적으로 임무를 할당하는 기법을 제안하였다. 제한된 통신반경에 따른 실시간 네트워크 위상변화 상황을 고려하기 위하여 집결지 개념을 도입하였으며, 연결된 네트워크 상황에 대하여 수렴성과 확장성을 분석하였다. 제안한 기법들의 성능을 검증하기 위하여 적 대공망 제압작전 시나리오에 대한 수치 시뮬레이션을 수행하고, 제안한 기법 간의 성능을 비교 분석하였다. With increasing demand for unmanned aerial vehicles (UAVs) in military and civilian areas, coordination of multiple UAVs is expected to play a key role in complex missions. As the number of agents and tasks increases, however, a greater burden is imposed on ground operators, which may cause safety issues and performance degradation accomplishing the mission. In particular, the operation requiring temporal and spatial cooperation by UAVs is significantly difficult. This dissertation proposes autonomous task allocation algorithms for cooperative timing missions with simultaneous spatial/temporal involvement of multiple agents. After formulating the task allocation problem into integer programming problems in view of UAVs and tasks, centralized and distributed algorithms are proposed. In the centralized approach, an algorithm to find an optimal solution that minimizes the time to complete all the missions is introduced. Since the exact algorithm is time intensive, heuristic algorithms working in a greedy manner are proposed. A metaheuristic approach is also considered to find a near-optimal solution within a feasible duration. In the distributed approach, market-based task allocation algorithms are designed. The mathematical convergence and scalability analyses show that the proposed algorithms have a polynomial time complexity. The baseline algorithms for a connected network are then extended to address time-varying network topology including isolated sub-networks due to a limited communication range. The performance of the proposed algorithms is demonstrated via Monte Carlo simulations for a scenario involving the suppression of enemy air defenses.

적합직교분해기법과 자동기계학습을 이용한 최적화 프레임워크 구축 및 항공기 날개 다분야통합최적설계 적용

김영상 경상국립대학교 대학원 2023 국내박사

A Study on the construction of an optimization framework using Proper Orthogonal Decomposition and Automatic machine learning for the problem of Multi-disciplinary integrated optimal design of aircraft wing was performed. The coupling between different disciplines for Multi-disciplinary Optimization greatly increases the complexity of a computational framework, while at the same time increasing CPU time and memory usage. To overcome these difficulties, first, Proper Orthogonal Decomposition and Radial Basis Function were used to generate a reduced-order model from the data for initial experimental points. Second, analysis results for additional experimental points were predicted using the reduced-order model. Third, using automated machine learning, surrogate models for the objective and constraint functions were obtained from the analysis results at the initial and additional experimental points. Last, optimization was performed using the surrogate models for the objective and constraint functions. As an example, the Multi-disciplinary Optimization problem of determining the thicknesses of the composite lamina and sandwich core when the composite sandwich structure was used as an aircraft wing skin material was analyzed.

고정밀 공작기계용 기어 구동 유닛 설계에 관한 연구

최요한 경상국립대학교 대학원 2024 국내박사

가공기계는 금속이나 다른 재료를 가공하여 원하는 모양을 얻기 위한 공구를 말하며, 주로 모양을 만들고 갈거나 절단하거나 다른 형태의 변형을 구현합니다. 과학기술의 발전으로 가공기계도 크게 발전했습니다. 또한 항공우주, 정밀측정, 군수산업, 신에너지 자동차 등 중요한 분야에서 기계의 제조 정확성에 대한 요구사항이 높아졌습니다. 높은 정밀도의 제조기술은 한 국가의 제조업 수준을 평가하는 중요한 요소입니다. 공작기계의 가공 정확성은 가공부품의 정확성을 직접적으로 결정하고 기계의 정확성에 영향을 미칩니다. 기어는 산업계에서 안정적인 속도비로 동력을 전달하기 위해 널리 사용됩니다. 기어열의 종류에 따라 다른 특성이 있습니다. 따라서 다른 요구사항을 충족시키기 위해 다른 기어 종류가 사용됩니다. 가장 널리 사용되는 기어 종류인 스퍼 기어는 전달 효율이 높고, 제조 및 조립이 용이합니다. 베벨 기어는 평행축 전달뿐만 아니라 교차축이나 스큐축에도 적합한 특수한 종류의 일반 공간 기어입니다. 나선형 베벨 기어는 소음이 적고 강도가 높은 특성도 가지고 있습니다. 이 연구의 목적은 고속 회전 운전을 수행하면서 높은 신뢰성과 우수한 NVH 성능을 요구하는 고정밀 공작기계용 키 기어 변속기 유닛을 개발하는 것이었습니다. 작은 패키지 크기도 필요한 설계 제약 조건이었습니다. 위에서 설명한 바와 같이 코어 유닛의 요구되는 변속기 특성을 고려하여 스퍼 기어와 스파이럴 기어 각각 1세트로 구성된 기어 트레인이 새로운 설계에 사용되었습니다. 기어 기술은 오랜 역사를 가지고 있지만 기어 고장과 기어 소음은 여전히 설계자에게 과제로 남아 있습니다. 최근 수십 년 동안 기어 트레인의 최적 설계에 대한 많은 연구가 보고되었습니다. 그러나 다양한 기어박스의 설계 간에 많은 지식 크로스오버가 없습니다. 본 연구에서는 값이 비싸고 테스트 시간이 오래 걸릴 수 있는 전통적인 실험 방법을 포기하고 수치 해석을 사용하는 방법을 선호했습니다. 연구 목적을 달성하기 위해 기하학 설계 방법을 사용하고 일련의 평가 분석을 수행했습니다. 기하학 수정은 수정된 객체에 따라 매크로 기하학과 마이크로 기하학의 두 가지로 나눌 수 있습니다. 일반적으로 기어의 강도는 주로 기어 톱니 수, 모듈, 톱니 폭, 압력각, 나선각, 수정 계수, 기어 재료 등의 정의로 구성되는 매크로 기하학 설계에 크게 의존합니다.

항공기 스파의 중량 절감을 위한 인자 연구

이설희 경상국립대학교 대학원 2024 국내석사

본 논문은 항공기 경량화를 위한 매개변수에 관한 연구이다. 항공기 날개보의 경량화를 위해 파라메트릭 스터디를 통해 플랜지 폭, 웹 두께, 경량 홀의 수와 크기를 독립 변수로 정의하고, 형상을 제시하여 중량 감소 효과를 평가하였다. 유한요소해석의 신뢰성을 검증하기 위해 기준모델과 수계산에 대한 유한요소해석 결과의 비교를 통해 확인하였고, 구조해석 결과를 바탕으로 각 사례의 구조적 영향을 평가하였다. 플랜지 폭에 따른 응력과 웹 두께에 따른 응력을 비교한 결과, 웹 두께가 해석적 영향성이 더 큰 것으로 나타났다. 경량 홀의 수와 크기에 따른 해석적 영향성은 매우 작은 것으로 나타났다. 항공기 날개보의 무게를 줄이기 위한 개선된 형상을 제시하면 플랜지 폭과 경량 홀의 변화를 반영하여 무게를 줄이는 것이 구조적으로 안정적일 것으로 판단된다. 따라서 본 연구는 항공기 경량화를 위한 구조 개발에 기여할 것으로 기대된다. This paper is a study on parameters for aircraft weight reduction. To reduce the weight of aircraft spars, flange width, web thickness, and the number and size of lightening holes were defined as independent variables through a parametric study, and the weight saving effect was evaluated by presenting the shape. To verify the reliability of the finite element analysis, the hand calculation of the standard model was compared with the finite element analysis results, and the structural impact of each case was evaluated based on the structural analysis results. As a result of comparing the stress according to the flange width and the stress according to the web thickness, it was confirmed that the analytical influence of the web thickness was greater. The analytical influence of the number and size of lightening holes was confirmed to be very small. If an improved shape is proposed to reduce the weight of the aircraft spar, It is believed that reducing the weight by reflecting the change in flange width and lightening holes will be structurally stable. Therefore, this study is expected to contribute to the development of structures to reduce aircraft weight.

X-vehicles 시스템 분석을 통한 한국형 무인전투기 비행제어 시스템 연구

허영일 서울대학교 대학원 2013 국내석사

최근 무인항공기가 새로운 전투 수단으로 부각되고 있으며, 이를 반영하듯이 많은 나라에서 다양한 기능을 갖는 무인항공기를 연구․개발하고 있다. 미국에서는 X-vehicles 연구를 통해 다양한 기능을 갖는 비행체에 대한 연구를 수행해 왔으며, 최근에는 X-45, X-47 등 무인비행체에 대한 연구가 활발히 진행돼 왔다. 우리나라는 무인항공기를 운용하기에 적합한 환경을 가지고 있으나, 아직 많은 무인항공기들이 운용되고 있지는 않다. 그러나 우리나라도 멀지 않은 미래에 무인전투기를 비롯한 다수의 무인항공기를 운용할 것으로 예상한다. 본 연구에서는 X-vehicles 시스템을 분석하여, 미래지향적인 기능을 고려한 한국형 무인전투기가 갖추어야 할 기능을 제안하기 위한 연구를 수행하였다. 이를 위해 유․무인 항공기 개발을 위한 X-vehicles인 X-31, X-35, X-36, X-45, X-47 등의 시스템을 주로 분석하고, 이를 통해 정상상황에서의 비행성능을 위한 추력벡터링, Fly-by-wire 시스템, 비정상 상황을 고려한 재형상 제어, 낙하산 회수 시스템, 그리고 통제 및 지원 시스템으로 다양한 착륙시스템을 분석하고 정리하였다. 본 연구에서 정리한 내용은 향후 한국형 무인전투기 개발에 고려할 비행제어 시스템으로 활용될 수 있을 것이다.

프로펠러 항공기에 대한 능동소음제어 적용과 음질 분석 연구

윤기섭 서울대학교 대학원 2018 국내박사

터보프롭 중형항공기 내부 소음은 톤 성분이 강한 저주파 성분으로 구성된 것으로 알려져 있는데, 점진적으로 높아지는 수요와 중요성에도 불구하고 여전히 높은 소음도로 인해 승객의 만족감이 높지 못한 것으로 알려져 있다. 또한 연구 방법에 대해 한 가지 연구 방법론 (수치해석적 연구 또는 실험적 연구)에 한정된 연구만이 진행되고 있어, 항공기 내부 소음을 개선하기 위한 근본적인 연구 또는 해결책이 부재하고 있는 상황이다. 따라서 본 연구에서는 차세대 운송 수단으로 주목받고 있는 터보프롭 중형항공기의 객실 내부의 음질을 개선하기 위한 기초 연구를 진행하며, 이를 위해 수치해석적 연구 방법과 실험적 연구 방법을 연계한 다학제간 연구를 진행한다. 전반부(2~3장)에서는 객실 내부 소음에 대한 공력 소음의 주도적 영향성을 확인하고자‘수치해석적 연구’를 진행한다. 이를 위해 먼저 2장에서는 공력 및 소음해석기법에 대한 신뢰성 검증을 진행한다. 검증을 위해 NASA에서 개발한 터보프롭용 프로펠러 SR-3를 사용하며, 공력 해석 기법 검증을 수행한 후 소음 해석 기법 검증을 진행한다. 공력 해석 기법 검증을 위해 등와선도 후류 모델과 곡선와류요소를 적용한 자유 후류 와류 격자 기법을 사용하며, 최종적으로 계산된 공력 성능과 (이전 연구에서) 실험적으로 측정된 공력 계수값들 간의 비교를 통해 공력 해석 기법 검증을 수행한다. 소음 해석 기법 검증을 위해서는 음향상사법을 사용한다. 소음도를 산출하기 위해서 공력 성능 계산 결과를 활용하며, 최종적으로 산출된 소음도 값과 (이전 연구에서) 실험적으로 측정된 소음데이터 간의 비교를 통해 소음 해석 기법 검증을 수행한다. 다음으로 3장에서는 객실 내부의 소음 예측을 통한 공력 소음의 내부 소음에 대한 영향성을 확인하기 위해 2장에서 검증한 해석기법은 물론 동체 내부 소음 예측 모델을 사용한다. 이를 통해 BPF 성분이 포함된 주파수 영역에 대해 1/3 옥타브 밴드 스펙트럼 데이터를 계산하며, 최종적으로 실제 운항 시 측정된 소음데이터와의 비교 및 분석을 수행한다. 후반부(4~6장)에서는 객실 내부 소음에 대해 능동소음제어기법을 적용함으로써 얻을 수 있는 불쾌감 저감 효과를 확인하기 위한 ‘실험적 연구’를 진행한다. 먼저 4장에서는 객실 내부 소음에 대한 인지적 특성을 심리음향학적 인자의 인지 한계점을 측정함으로써 확인한다. 실험 결과를 통해 객실 내부 소음의 주파수 대역에 대한 민감도를 분석하며, 능동소음제어기법을 적용할 때 고려할 수 있는 여러 경우에 대한 분석을 진행한다. 다음으로 5장에서는 능동소음제어기법을 적용하여 실질적으로 얻을 수 있는 소음 저감 효과를 확인한다. 이를 위해 소프트웨어는 물론이고 하드웨어를 직접 디자인하는 과정을 수행하며, 적절한 위치에 제어장치를 배치하기 위해 실험 공간에 대한 모드 분석을 수행한다. 최종적으로, 시스템의 복잡도에 따른 능동소음제어효과를 확인하며, 4장에서 도출된 실험 결과와 연계하여 결과 분석을 진행한다. 마지막으로 6장에서는 능동소음제어기법을 적용함으로써 얻을 수 있는 불쾌감 저감 효과를 심리음향학적 인자와 불쾌감 간의 상관관계를 분석함으로써 확인한다. 청감 실험을 진행할 때, 실험자가 의도하지 않은 요소들에 의한 영향성을 최대한 배제하고 피험자 개개인의 특성을 실험 결과에 반영하기 위해 ‘master scale’을 사용하며, 심리음향학적 인자와 불쾌감 간의 상관관계를 정량화하기 위해 회귀 분석을 진행한다. 최종적으로 능동소음제어기법의 적용 효과를 심리음향학적 관점에서 분석하며, 6장까지 진행된 연구 결과를 통해 능동소음제어기법의 적용 방식과 향후 발전 방향에 대해 살펴본다.

멀티로터형 무인항공기 소음의 불쾌감에 영향을 주는 음질 인자의 분석 및 예측

곽두영 서울대학교 대학원 2017 국내박사

본 연구는 멀티로터형 소형 무인항공기의 제자리비행 시 발생하는 공력 소음에 대하여 조사한다. 먼저 무인항공기의 기종 및 중량 조건에 따른 소음을 측정하고, 물리적 지표 및 심리음향학적 지표를 계산하여 음향학적 특성을 확인한다. 주파수 분석 결과는 소음이 강한 톤 성분을 포함하고 있으며 깃 통과 주파수 성분이 고정되어 있지 않고 일정 범위 내에 분포한다는 것을 보여주는데, 이는 무인항공기 소음의 주요한 특징이다. 본 연구의 전반부에서는 무인항공기의 확산을 잠재적인 환경 소음 문제로 인식하고, 소음성 불쾌감을 평가하기 위하여 무인항공기 소음에 대한 주관적 반응을 조사한다. 기타 교통 소음과의 불쾌감 곡선의 비교를 통해 무인항공기 소음이 같은 소음 레벨에서 더 높은 불쾌감을 유발함을 확인하고, 소음 규제 시에 일정 부분의 페널티를 부과할 것을 제안한다. 또한 통계적 분석을 통해 이러한 불쾌감의 차이는 소리의 날카로움을 나타내는 음향학적 인자로 설명할 수 있음을 밝힌다. 다음으로 무인항공기 소음의 음질에 영향을 주는 유효 인자를 도출한다. 주성분 분석 및 회귀 분석의 결과로부터, 소리의 크기와 날카로움, 그리고 변동강도가 중요한 요소라는 결론을 얻는다. 상기 유효 인자들을 신호처리를 이용해 조절하고, 음질 평가를 진행함으로써 앞선 연구 결과를 재확인한다. 본 연구의 후반부에서는 무인항공기의 공력소음을 예측하는 수치기법을 제안한다. 먼저 무인항공기 단일 프로펠러의 형상 정보를 수집하고, 단면에서의 공력 계수 및 경계층 두께를 계산하기 위하여 2차원 CFD를 사용한다. 자유 후류 와류 격자 기법을 활용하여 블레이드 표면의 압력 분포를 계산하고, 프로펠러 전체의 공력 성능을 예측한다. 본 기법은 비정상 하중 소음의 예측에 적용할 수 있으면서 3차원 CFD보다 계산비용이 낮은, 저소음 설계 연구에서 활용하기 적합한 기법이다. 음향상사법을 이용하여 예측된 표면 압력 분포로부터 불연속 주파수 소음을 계산하고, 경계층 두께를 기반으로 하는 실험식을 사용하여 광대역 소음을 계산한다. 수치기법의 검증을 위하여 무향실 내에서 로터의 분당회전수에 따른 추력, 토크 및 소음을 측정하고, 단일 프로펠러에 대한 측정 데이터 및 예측 결과를 비교한다. 최종적으로, 제안된 기법을 이용하여 무인항공기 전 기체의 제자리비행 시 발생하는 공력 소음을 예측한다. 마지막으로, 전 기체의 소음을 보다 잘 예측하기 위하여 깃 통과 주파수가 실시간으로 변동하는 특징을 반영하기 위한 방안을 모색한다. 로터가 운용되는 분당회전수의 범위와 모터의 응답 속도를 이용해, 예측된 소음 신호를 단위 시간에 따라 re-sampling하여 무인항공기 소음의 주요 특징이 반영된 신호를 생성한다. 예측된 결과는 다시 제자리비행 상태에서 측정한 신호와 소음 레벨 및 주요 음질 인자의 관점에서 비교한다.