용출 및 중첩 패널 기법을 이용한 비행체의 동안정 미계수 예측 연구

태명식 부산대학교 대학원 2019 국내석사

비행체의 안정성을 평가하기 위해 동적 풍동시험과 수치해석을 이용한 동안정 미계수를 예측하는 연구가 진행되고 있다. 하지만 풍동시험과 수치해석은 많은 자원 소모 때문에 다양한 운용조건의 동안정 미계수를 예측하기에는 문제가 있다. 용출 및 중첩 패널 기법은 동적 운동에 대한 효율적인 해석이 가능한 기법이다. 본 연구에서는 효율적인 수치해석 기법인 비정상 용출 및 중첩 패널 기법을 이용한 비행체의 동안정 미계수에 대한 연구를 수행하였다. 먼저 비정상 용출 및 중첩 패널코드를 개발하고, 개발된 코드의 검증을 위해 피칭 운동하는 3차원 사각 날개를 해석하여 풍동시험 및 Fluent Euler 해석과 비교 검증을 수행하였다. 또한, 후류-물체 간의 상호간섭에 대한 검증을 위해 날개 뒤에 구가 있는 형상을 Fluent Euler 해석과 비교하였다. 검증된 해석자를 통해 조종면이 동안정 미계수에 미치는 영향을 분석하기 위해서 플랩이 장착된 사각 날개를 해석하였다. 플랩이 장착된 사각 날개의 피칭 진동 운동 해석을 통해 플랩 각도의 증가함에 따라 수직력의 경우 플랩에 의해 피치각과의 위상차와 공력계수 진폭이 함께 증가하여 동안정 미계수가 증가하고, 피칭 모멘트의 경우 플랩에 의해 공력계수 진폭이 증가하지만 피칭 모멘트 기준점과 플랩의 거리가 가까워지면서 피치각과의 위상차가 감소하여 동안정 미계수의 절댓값이 감소하는 것을 확인하였다. 추가로 비행체의 수직력/피칭 모멘트 동안정 미계수를 예측하고 분석하였다. 본 논문에서는 동안정 미계수에 대한 연구가 이루어졌던 DLR-F12와 SDM(standard dynamic model)에 대하여 해석을 수행하였다. DLR-F12 형상에 대한 해석을 수행하여 다른 해석자와의 결과 비교를 통해 본 연구의 예측기법의 효율성과 실용성을 확인하였다. SDM(standard dynamic model) 형상에 대하여 정적 해석을 수행하고 평균 받음각, 피치각 진폭, 환산진동수와 마하수의 동안정 미계수에 대한 영향을 분석하였다. 피치각 진폭과 환산진동수의 변화에도 유사한 동안정 미계수를 도출하였지만, 평균 받음각과 마하수가 증가하면 동안정 미계수의 절댓값이 증가하는 것을 확인하였다. 평균 받음각이 증가하면 날개 끝단 와류의 증가로 피치각과의 위상차가 증가하여 동안정 미계수의 절댓값이 증가하고, 마하수가 증가함에 따라 공력계수 진폭이 증가하여 동안정 미계수의 절댓값이 증가한다는 것을 확인하였다.

이미지 프로세싱을 활용한 극초음속 내 자유비행 모델의 공력 미계수 추정을 위한 실험 연구

김은주 건국대학교 대학원 2025 국내박사

In this study, an aerodynamic coefficient measurement method that simultaneously estimates the static and dynamic stability derivatives of an axisymmetric model is proposed. Aerodynamic coefficients are determined using image processing techniques by estimating the pitch and yaw angles as well as the accelerations of the model from image data. Since the model is designed to exhibit damped motion, it is influenced by both time-history and state variables. Consequently, the acquired aerodynamic coefficients represent a combination of static and dynamic stability derivatives. These two derivatives are key parameters for evaluating stability, and it is essential to estimate them separately to ensure flight stability. Therefore, a multiple linear regression method is applied to separate the static and dynamic stability derivatives. Free-flight experiments were conducted in the Ludwieg tube at Konkuk University. A series of models with increasing geometric complexity were used. The initial experiments were performed at Mach 4 flow using a sphere, a blunted cone, and the HB-2 model. Subsequently, a reservoir heating system and a Mach 6 nozzle were designed and constructed, enabling additional tests under hypersonic conditions with the same geometries. The center coordinates of the sphere were tracked using the Hough circle algorithm. By differentiating the tracked positions with respect to time, the acceleration was estimated, and the drag coefficient was calculated based on this acceleration. The test results were compared with existing experimental data and empirical correlations, including those from the Von Karman Facility (VKF), Hodges, and Henderson. The results showed that the proposed image-based measurement method demonstrated high accuracy, with an error of less than 1%. In the experiments with blunted cone models, free-flight tests were conducted using various geometries with different half-angles and curvature ratios. The Hough line detection algorithm was applied to identify the linear section and endpoints of the model, enabling the estimation of pitch angle and acceleration. As the model was designed to exhibit damped motion during flight, the acquired aerodynamic coefficients represented a combination of static and dynamic stability derivatives. Using Scikit-learn, a Python-based multiple linear regression library, these coefficients were separated into static and dynamic components. The results showed that as the half-angle increased, the influence of curvature ratio on both stability derivatives gradually decreased. This analysis quantitatively demonstrated the effect of geometric parameters on the separation of aerodynamic coefficients. In the experiments with HB-2 models, free-flight tests were conducted with Mach 4 flow, and the pitch angle was estimated using the Hough line detection algorithm. Based on this estimation, the drag, normal force, and pitching moment coefficients were determined. Multiple linear regression analysis was then applied to separate the aerodynamic coefficients into static and dynamic stability derivatives. The separated static derivatives were compared with experimental results obtained from balance measurements at the Vojnotehnički Institut (VTI) and the Arnold Engineering Development Center (AEDC), as well as with data from computational fluid dynamics (CFD) and Missile DATCOM. The static stability derivative showed a maximum error of 1%, and the dynamic stability derivative a maximum error of 5%, indicating strong agreement. The mean squared error (MSE) of the separation was less than 0.01%, confirming that the coefficients lie on a linear plane. In addition, analysis of the influence of the initial pitch angle revealed that, in the low-angle-of-attack regime, variations in the initial angle had a negligible effect on the separation results. Free-flight experiments were also conducted on the same model with Mach 6 flow, and the measured aerodynamic coefficients were compared with balance-based experimental results obtained in the Ludwieg tube and data from Missile DATCOM. Comparison with balance-based measurements, which determine aerodynamic coefficients under supported conditions, confirmed that the axial force coefficients obtained from the free-flight experiments were free from support interference. Furthermore, a new method for yaw moment estimation was proposed, in which the yaw angle is estimated by identifying the model’s edge from images and extracting four key points, in contrast to the conventional approach that utilizes all boundary coordinates. This method reduced computation time by approximately 95% compared to the previous technique, while the reconstructed yaw moment coefficient showed strong quantitative agreement with the Missile DATCOM data. This study proposes a method for accurately estimating the aerodynamic coefficients of an axisymmetric model at low angles of attack using only image data from free-flight experiments, without the need for additional sensors. An experimental analysis technique was also established by applying multiple linear regression to separate the static and dynamic stability derivatives from the aerodynamic coefficients obtained during damped motion. The proposed method enables simultaneous measurement of both stability derivatives across multiple angles of attack in a single experiment, without interference from support structures. Furthermore, it was shown that the computation time required to estimate the model's pitch and yaw angles from images can be significantly reduced. This technique is expected to serve as a valuable foundation for stability analysis of various geometries and for the design optimization of hypersonic vehicles in future applications. 본 연구에서는 극초음속 조건의 자유낙하 실험에 이미지 프로세싱과 다중 선형 회귀 기법을 적용하여 저 받음각 영역의 축대칭 모델에 대한 정안정 및 동안정 미계수를 동시에 추정하는 공력계수 계측 기법을 제안하였다. 제안된 방법은 영상 기반으로 감쇠 운동하는 모델의 피치 (pitch) 및 요 (yaw) 자세각과 가속도를 추정한 뒤 공력계수를 도출하는 방식이다. 감쇠 운동 중인 모델은 시간 이력 변수와 상태 변수의 영향을 동시에 받기 때문에 측정된 공력계수는 정안정 및 동안정 미계수가 결합된 형태로 나타난다. 이 두 미계수는 각각 정적 및 동적 안정성을 나타내는 대표적인 파라미터이며, 이를 분리하여 추정하는 것은 비행체의 안정성 분석에 유의미한 정보를 제공한다. 이에 따라, 자유낙하 실험으로부터 획득한 공력계수에 다중 선형 회귀 분석을 적용함으로써 정안정 및 동안정 미계수를 분리하는 기법을 제안하였다. 자유낙하 실험은 건국대학교 루드비히 튜브에서 수행되었으며, 모델 형상은 단계적으로 복잡도를 증가시키는 방식으로 구성하였다. 초기 실험은 마하수 4 조건에서 구형, Blunted cone, HB-2 모델을 대상으로 실험을 진행하였다. 이후 시험 장비에 저장관 가열 시스템과 마하수 6 노즐을 설계 및 구축하여 극초음속 조건에서 동일 형상에 대해 추가 실험을 진행하였다. Hough 원 검출 알고리즘을 통해 자유낙하 하는 구의 중심 좌표를 추적하였다. 추적한 중심 좌표를 시간에 대하여 미분하고, 가속도를 추정하였으며 이를 통해 항력 계수를 추정하였다. 추정한 항력 계수 데이터를 Von Karman Facility의 발리스틱 레인지 실험 결과 및 Hodges, Henderson 등의 경험식과 비교하였다. 그 결과 제안된 기법은 마하수 4 및 6 조건에서 선행연구의 실험 및 경험식 결과와 1% 이내의 오차를 보이며 항력계수를 예측하였다. Blunted cone 모델의 실험에서는 반각과 곡률비 (Rn/Rb)를 달리한 다양한 형상을 대상으로 자유낙하 실험을 수행하였다. Hough 직선 알고리즘을 적용해 모델의 직선부와 양 끝점을 인식하여 피치각과 가속도를 파악하고, 공력계수를 추정하였다. 모델은 감쇠 운동하며 비행하도록 설계되었으므로, 이때 획득한 공력계수 데이터는 정안정 미계수와 동안정 미계수가 합해진 형태이다. 파이썬의 다중 선형 회귀 라이브러리인 사이킷런 (scikit-learn)을 활용하여 획득한 공력계수를 정안정 및 동안정 미계수로 분리하였다. 그 결과, 반각이 증가할수록 곡률비가 정안정 및 동안정 미계수에 미치는 영향이 점차 감소하는 경향이 나타났으며, 이를 통해 형상 매개변수가 공력계수 분리에 미치는 영향을 정량적으로 분석할 수 있었다. HB-2 모델의 경우, 마하수 4 조건에서 자유낙하 실험을 수행하고 Hough 직선 검출 알고리즘을 적용하여 피치각을 추정하였다. 이를 바탕으로 축력, 수직력 및 피칭 모멘트 계수를 계측하였다. 이후 다중 선형 회귀 분석을 통해 계수를 정안정 및 동안정 미계수로 분리하였고, 분리된 계수는 전산유체역학, Missile DATCOM, Vojnotehnički Institut 및 Arnold Engineering Development Center에서 수행된 평형기 (balance) 기반 실험 결과와 비교하였다. 정안정 미계수는 최대 1%, 동안정 미계수는 최대 5% 이내의 오차를 보여 높은 일치도를 보였으며, 분리의 평균 제곱 오차는 0.01% 이하로 확인되어 계수들이 선형 평면상에 존재함을 입증하였다. 또한, 초기 피치각이 추정 결과에 미치는 영향을 분석한 결과, 저 받음각 영역에서는 초기 각도의 변화가 계수 분리에 미치는 영향이 미미한 것으로 나타났다. 이어서 동일 모델에 대해 마하수 6 조건에서 자유낙하 실험을 수행하였으며, 측정된 공력계수는 루드비히 튜브에서 수행된 평형기 기반 실험 및 Missile DATCOM 데이터와 비교되었다. 지지대에 고정된 상태로 공력계수를 측정하는 평형기 기반 실험과의 비교를 통해 자유낙하 실험을 통해 획득한 축력계수는 지지대로 인한 간섭 없이 공력계수를 확보할 수 있음을 확인하였다. 뿐만 아니라, 마하수 6 유동 조건에서는 요 모멘트를 측정하기 위해, 이미지로부터 모델의 경계선을 인식하고 네 개의 특정 점을 추출하여 요각을 산출하는 새로운 방법을 제안하였다. 제안된 방법은 모든 경계선 좌표를 활용해 요각을 측정하던 기존 방법 대비 약 1/20 수준으로 계산 시간을 단축하였으며, 이를 통해 측정된 요 모멘트 계수가 Missile DATCOM 결과와 정량적으로 잘 일치함을 확인하였다. 본 연구는 자유낙하 실험을 기반으로, 별도의 센서 없이 이미지만을 활용하여 저 받음각 조건에서 축대칭 모델의 공력계수를 정밀하게 추정하는 방법을 제안하였다. 또한, 다중 선형 회귀 기법을 적용하여 감쇠 운동 중 획득한 공력계수를 정안정 및 동안정 미계수로 분리하는 실험적 분석 기법을 확립하였다. 제안된 방법은 지지대 간섭 없이 한 번의 실험만으로 여러 받음각에 대한 정안정 및 동안정 미계수를 동시에 계측할 수 있다. 뿐만 아니라, 이미지 기반으로 모델의 피치각 및 요각을 추정하는 계산 시간을 획기적으로 단축할 수 있음을 보였다. 본 기법은 향후 다양한 형상에 대한 안정성 분석 및 극초음속 비행체의 설계 최적화를 위한 핵심 기초자료로 활용될 수 있을 것으로 기대된다.

Dog-tooth 형상을 가진 아음속 항공기의 동안정성 미계수 수치적 예측

장윤석 인하대학교 대학원 2020 국내석사

항공기의 성능과 기동성은 6 자유도 운동방정식의 해를 구하는 과정에서 결정된다. 운동 방정식은 항공기에 작용하는 공기역학적 힘과 모멘트 등의 각종 요소들로 구성되어있다. 공기역학적 힘과 모멘트에 대한 영향은 항공기의 운동 방정식에서 정안정성과 동안정성 미계를 통해 모델링된다. 이러한 안정성 미계수들은 항공기의 거동을 모사하는 중요한 역할을 한다. 다양한 수단과 기법을 통해 동안정성 미계수를 예측이 가능하다. 풍동 시험은 일반적으로 동안정성 미계수를 예측하는 가장 정확한 방법으로 알려져 있다. 그러나 풍동 시험은 초기 설계 단계에서는 적용이 제한적이다. DATCOM과 같이 준경험식을 이용한 방법들은 빠르게 결과를 산출할 수 있는 장점이 있다. 그러나 제한적인 형상에 대한 적용이 가능하고 비선형 영역에서 그 신뢰성이 떨어지는 단점을 가지고 있다. CFD(Computational Fluid Dynamics)를 이용한 방법은 풍동시험과 같은 동역학적 거동을 사용하여 감쇠계수를 예측한다. CFD를 이용한 방법은 풍동 시험에서 운동학적 제한으로 적용하지 못하는 일반적인 운동에 대해 부여할 수 있다. CFD를 이용한 방법은 크게 비정상과 정상 해석으로 나눌 수 있다. 비정상 해석을 통해 각 방향의 감쇠계수를 산출하는 경우 높은 정확도의 결과를 얻을 수 있으나, 많은 시간 비용이 필요한 단점이 있다. 등속 원운동을 이용한 정상 해석은 비정상 해석보다 적은 해석 시간을 필요로 한다. 본 논문에서는 dog-tooth 형상을 가진 아음속 항공기에 대해 CFD를 이용하여 동안정성 미계수를 예측하였다. 먼저 dog-tooth와 같이 단차가 존재하는 형상에 대해 적절한 형상 모델링을 선정하였다. 다음으로 동안정성 미계수를 예측하기 위해 비정상 및 정상 해석을 위해 각각 강제 진동 운동 기법과 정상 원 운동 모델링을 사용하였다. 해석에는 3차원 RANS 방정식을 기반으로 하는 해석자 MSAPv를 사용하였다. 강제 진동 운동에 대한 해석의 경우, 이중 시간 적분법이 적용되었다. 정상 원 운동에 대한 해석의 경우, 비관성 좌표계에서 일정한 각속도를 고려한 정상해석이 적용하였다. 정안정성 해석은 풍동시험과 DATCOM 결과로 비교하여 검증하였다. 동안정성 해석의 경우 각각의 동안정성 미계수 예측 기법으로 산출한 결과를 비교 및 검증하였다. 마지막으로 동안정성 미계수 예측에서 정상 원운동 해석의 효율성을 확인하였다. Performance and maneuverability of aircraft can be determined by solving six-degree-of-freedom equations of motion. The equations of motion include various elements that affect the aircraft motion such as aerodynamic forces and moments acting on the aircraft. The dependence of the aerodynamics forces and moments on the motion of the aircraft are modeled with the dynamic and static stability derivative. These stability derivatives play a key role in depicting the behaviors of the aircraft. Various methods for predicting the dynamic derivatives are available. Wind tunnel testing is generally recognized as the most accurate method in predicting the dynamic derivatives. However, it is not reasonable or possible to use the wind tunnel testing in the conceptual stage. Empirical Methods such as DATCOM have the advantage of obtaining results quickly. However, it is applicable to limited configurations and less reliable in nonlinear areas. CFD(Computational Fluid Dynamics) method use the same dynamic motions in predicting the damping coefficients as the wind tunnel testing. CFD method can use more general motion that can be applied in the wind tunnel testing due to kinematic restriction. CFD method can be divided into unsteady and steady analyses. Calculating damping derivatives in each axes through unsteady analysis can produce highly accurate results, while there is a disadvantage that requires a high computing cost. Steady analysis using uniform circular motion requires lower computing cost than unsteady analysis. In this paper, the dynamic derivatives of a subsonic aircraft with dog-tooth are predicted by using CFD. First, a proper modeling for a wing with a dog-tooth is examined. Next, both methods using a forced oscillation and a steady circular motion are applied for unsteady and steady analyses, respectively, in order to estimate the dynamic derivatives. A CFD code, MSAPv that is based on the 3-dimensional RANS equations is used for the predictions. Unsteady analysis with a dual stepping method is conducted for the forced oscillation method. For the steady circular motion method, steady analysis is conducted with a constant angular rate in a non-inertial coordinate frame. Computed static stability derivatives are compared with the results of a wind tunnel test and DATCOM. Analysis for the dynamic stability derivatives are verified by comparing the results obtained with two methods. Finally, the validity and the applicability of steady circular motion is showed for predicting dynamic derivatives.

아음속-초음속 패널법을 이용한 항공기 안정성 계수 예측

공효준 인하대학교 대학원 2012 국내석사

In this paper, a computer program that can estimates the static, dynamic stability and control derivatives of the longitudinal and lateral axes using a supersonic- subsonic panel method. The panel method uses subsonic supersonic source distributions and elementary horse shoe vortex distributions, and their strengths are determined by solving the boundary condition approximated with a thin body assumption. In addition, quasi-unsteady analysis on the body fixed coordinate system allows the estimation of damping coefficients of aircraft 3 axes. The code is verified by comparing the neutral point, roll damping and pitch damping of delta wings with analysis results. Finally, the longitudinal and lateral stability derivatives of F-18 are compared with experimental data as well as other numerical results to show the validity and the usefulness of the code. 본 논문에서는 아음속-초음속 패널법(panel method)을 이용하여 항공기의 세로(longitudinal)방향과 가로(lateral) 방향의 정안정성 미계수와 동안정성 미계수, 조종 미계수를 예측할 수 있는 프로그램을 개발하였다. 사용된 코드는 아음속-초음속 소스(source)와 말굽 와류(elementary horse shoe vortex)의 분포를 사용하고, 그 분포의 크기는 얇은 물체근사(thin body approximation)을 적용하여 간략히 한 경계조건을 이용하여 계산하였다. 항공기에 부착된 물체좌표계에서 준정상(quasi-steady) 해석을 통하여 항공기 3축의 댐핑계수를 예측하였다. 개발된 코드는 삼각날개(delta-wing)의 중립점(neutral point), 롤, 피치 댐핑 계수의 이론치와 비교하여 검증하였다. 마지막으로 F-18의 가로, 세로 방향 안정성 미계수의 실험치와 계산치와 비교하여 개발한 코드의 정확성과 유용성을 확인하였다.

수중운동체의 몸체각이 제어타력에 미치는 영향에 관한 수치적 연구

정석현 부산대학교 대학원 2024 국내석사

수중운동체의 가장 정확한 조종 성능을 확인할 수 있는 방법은 실해역에서 조종 운동을 수행하는 것이. 그러나 이 방법은 경제적으로나 시간적으로 많은 비용을 필요로 한다. 따라서 조종 성능을 예측하기 위해 축소한 구속모형시험이나 전산유체역학(CFD:Computational Fluid Dynamics)해석 기법과 같은 방법을 적용해 조종 성능을 예측한다 조종 성능을 예측하려면 6자유도 운동방정식을 구성하는 데 필요한 동 유체력 미계수를 추정해야 한다. X형 선미 제어판을 사용하는 잠수함의 유체력의 특성 추정과 구속모형시험은 그 실험 기구와 해석이 복잡하여 실험적 평가가 매우 어렵다 특히 수직면과 수평면 평면 운동기구(PMM: Planar Motion Mechanism)를 사용한 예인 수조 시험은 수중운동체 몸체의 3차원적 입사각 변화와 제어타의 각이 함께 변화되는 복합적인 상황에서의 동 유체력 미계수의 평가 방법에 대한 연구는 미흡한 실정이다 본 연구에서는 이러한 복합적 운동 상황에서 수중운동체의 동유체력 미계수를 상용 전산해석 프로그램인 StarCCM+를 활용하여 추정하였다 또한 본 연구의 해석 결과 타당성 검증을 위해 수조모형 시험과 타 연구자가 수행한 수치적 방법의 수직 수평 사항각 시험과 독립적 제어판 시험에서 추정된 유체력 미계수 추정 결과 값을 비교하였으며 수치적 방법을 통해 추정된 미계수를 실험 기반 동유체력 모델에 반영하여 조종 성능 예측 결과에 미치는 영향을 평가하였다.

전산유체역학을 활용한 수중 예인체의 유체력 미계수 결정

윤도건 울산대학교 일반대학원 2017 국내석사

본 연구에서는 수상함으로부터 투하되어 케이블로 연결되어 예인 되는 수중 예인체에 대하여 전산유체역학을 활용하여 유체력 미계수를 추정하였다. 수중 예인체는 운용될 때, 예인점으로부터 고정되어 3축 병진운동, 3축 회전운동에 대하여 자유로운 6DOF(Degree of freedom) 운동을 한다. 일반적으로, 수중에서 운동하는 물체에 대하여 운동방정식을 세워보면, 크게 관성력(Inertia force)과 감쇠력(Damping force)으로 나눌 수 있다. 관성력은 가속도의 질량(Mass)에 대한 항이고, 감쇠력은 속도의 유체력 미계수(Hydrodynamic derivative)에 대한 항이다. 일반적으로, 회전 성분이 연성된 유체력 미계수를 추정할 때, 대규모 수조에서 행해지는 회전팔시험(Rotating arm test) 혹은 평면운동시험(Planar motion mechanism test)등이 필수적이다. 하지만, 본 연구에서는 전산유체역학을 활용하여 유체력 미계수를 추정하는 방법을 제시 및 검증하였다. 임의의 수중 예인 몸체 형상에 대하여 전산유체역학 해석을 통해 예인 몸체의 자세에 따른 힘(Force)과 기하학적 중심으로부터의 모멘트(Moment) 그래프를 최소제곱법(Least square method)을 통해 그린 후, 그 계수를 추정하였다. 모든 전산유체역학 해석의 결과는 소정의 문제에 대한 해석을 수행하여 값의 검증이 선행되었으며, 본 연구의 결과는 앞서 실험적, 분석적 방법으로 추정된 값과 유사한 결론을 얻었다.

수중운동체의 동유체력 추정과 설계에 관한 연구

김동휘 부산대학교 대학원 2019 국내석사

수중운동체의 조종성능을 확인할 수 있는 가장 정확한 방법은 실해역에서 조종운동을 수행하는 것이나 이는 시간적, 경제적으로 많은 비용이 발생하므로 축소한 모형시험이나 전산유체역학 기법 등을 적용하여 조종성능을 예측하는 실정이다. 조종성능을 예측하기 위해서는 6자유도 운동방정식을 구성하는 데 필요한 동유체력 미계수를 추정해야한다. 본 연구에서는 무인잠수정의 2가지 구속모형시험을 통하여 동유체력 미계수를 추정하였다. 첫째, VPMM 장비를 활용하여 수중운동체에 Pure heave motion과 Pure pitch motion을 부가하였고, 로드셀을 통해 계측된 결과로부터 푸리에 해석을 진행하여 Heave-Pitch 운동방정식에 필요한 동유체력 미계수를 추정하였다. 둘째, 승강타와 선체에 각각 부착한 로드셀을 통해 타각에 따라 승강타와 선체가 받는 유체력을 계측하여 승강타각의 특성을 확인하였다. 관련 제어력 미계수는 최소자승법을 통해 추정하였다. 수행된 모든 시험에서는 자항시험을 통해 찾은 프로펠러의 자항점을 인가함으로써, 프로펠러의 회전 유무가 유체력에 미치는 영향도 확인하였다.

가상구속모형시험을 통한 X-형 선미 제어판 배치 잠수함의 조종성능 추정

천기현 서울대학교 대학원 2019 국내석사

X-form configuration of submersible vehicle has advantages of better maneuverability than the cruciform configuration, which has been traditionally used. The X-form configuration has much longer span of control planes than those of the cruciform configuration, so it has the advantage of generating larger control force. Its control system, however, is complex, because horizontal and vertical forces induced by control planes were coupled. For the reason above, its dynamic characteristics should be analyzed by identifying a dynamic modelling and deriving maneuvering derivatives. The present study concerned virtual captive model tests for a submarine with an X-form configuration. The test model was generic submarine Joubert BB2 (BB2), of which design was open most recently by Maritime Research Institute Netherlands (MARIN). A model of the same scale ratio was studied to compare turning circle simulation results with the free running test results reported by MARIN. The hydrodynamic force on the BB2 model was estimated using virtual captive model test using computational fluid dynamics (CFD). To do this, SNUFOAM, an object-oriented open source CFD tool-kit, was used as a solver for unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes (URANS) simulation. Total grid size used for URANS simulation was about three million cells. Standard was selected for turbulence model and wall function was used with averaged y^+= 70. In addition, dynamic mesh library was used for dynamic tests. Maneuvering derivatives were calculated using hydrodynamic force obtained by virtual captive model tests using URANS simulation. Finally, maneuvering simulation for turning circle tests was carried out using equations of motion, which include the maneuvering derivatives, thrust, hydrostatic and control force. This study proved that virtual captive model tests with SNUFOAM can be useful for the analysis of the maneuvering performance of the submarine. X-형 선미 제어판 배치를 가진 잠수함은 선미에 있는 4개의 제어판 크기가 모두 같으며, 각각의 제어판이 개별적으로 움직이므로, 하나의 제어판에 기능고장이 발생해도 나머지 3개의 제어판을 활용하여 수중에서의 조종성능을 확보할 수 있다. 또한 동일면적을 가지는 십자형 선미 제어판과 비교하였을 때, 높은 종횡비를 가질 수 있으므로 보다 큰 양력을 얻을 수 있다는 장점이 있다. 이러한 장점들로 인해 X-형 선미 제어판은 현재 각국 해군 잠수함의 선미 제어판으로 채택되고 있는 추세지만, 국내에서 X-형 선미 제어판 배치를 가지는 잠수함에 대한 연구는 많지 않다. 그러므로 본 연구에서는 X-형 선미 제어판 배치로 인한 잠수함의 유체력 특성을 파악하고, 이에 따른 조종성능을 추정하였다. 조종성능을 추정하는 방법 중, 구속모형실험을 통한 추정방법은 일정 케이스에 대한 실험만을 통해 조종 미계수를 추정하고 조종 시뮬레이션을 구성하여 다양한 상황에서의 조종성능을 파악할 수 있다. 또한, 실험을 통해 계산된 유체력을 분석하여 잠수함의 유체력 특성을 파악할 수 있다는 장점이 있으므로, 본 연구에서는 오픈소스 전산유체역학 (Computational Fluid Dynamics, CFD) 해석 toolkit인 OpenFOAM을 기반으로 개발된 SNUFOAM을 사용하여 잠수함에 대한 가상구속모형시험을 수행하였다. 가상구속모형시험에 사용된 잠수함 모형은 X-형 선미 제어판 배치를 가진 generic submarine Joubert BB2 (BB2) 모형이다. 먼저, SNUFOAM 해석자를 사용하여 저항시험, 추진기 단독성능시험 및 자항시험을 수행하였고, CFD 해석결과가 실험결과와 유사함을 확인하였다. 가상구속모형시험 중 정적시험 결과를 통해 잠수함의 부가물에 의해 교란된 유동이 선미방향으로 빠져나감을 확인하였으며, 잠수함의 압력중심 위치를 확인할 수 있었다. 제어판 시험을 통해 잠수함이 좌우로 선회할 때, 타의 조작으로 인한 횡동요 모멘트가 발생하지 않음을 확인하였다. 이는 상부 수직타가 하부 수직타보다 면적이 커서 횡동요 모멘트가 발생하는 기존의 십자형 제어판과는 달리 X-형 선미 제어판은 4개의 제어판 크기가 모두 같으므로, 제어판 시험에서 횡동요 모멘트가 발생하지 않았다고 판단하였다. 가상구속모형시험을 통해 계산된 유체력을 분석하여, X-형 선미 제어판 배치를 가지는 잠수함의 유체력 특성을 확인할 수 있었으며, 조종 미계수를 최소제곱법을 통해 추정하였다. 추정된 조종 미계수를 사용하여 수평면 선회 시뮬레이션을 수행하였고, 동일조건에서의 자유항주 모형실험 궤적과 시뮬레이션을 통한 선회궤적을 비교 및 검증하였다.

초음속 자유낙하 모델의 정적 공력계수 및 동안정 미계수 예측 기법

김은주 건국대학교 대학원 2021 국내석사

전 세계적으로 발사체나 우주 재진입체에 대한 관심이 높아지며 초고속 비행체 개발에 대한 연구가 활발히 이루어지고 있다. 개발된 비행체의 성능을 시험하는 가장 확실한 방법은 설계 운용 조건에서 실기체 시험을 진행하는 것이다. 그러나 실기체 시험을 위해서는 많은 비용과 시간이 소요된다. 따라서 실기체 실험 이전에 지상 시험 장비를 이용한 지상 시험이 필수적으로 요구된다. 최근 다양한 실험 장비로 넓은 분야의 초고속 비행체 실험이 진행되고 있다. 그중 비행체의 힘과 모멘트를 측정하는 연구는 초고속 비행체 설계에 있어 그 기준 성능을 예측하는데 필수적이다. 힘과 모멘트를 측정하는 방법에는 다양한 방법이 존재한다. 힘 모멘트 측정 방법중 자유낙하 실험방법은 지지대가 없어 실제 비행시험과 가장 유사한 실험 결과를 보인다. 대표적인 자유낙하 방식으로는 가속도계를 이용한 방법이 있다. 그러나 가속도계를 사용한 방식은 센서의 짧은 응답시간을 필요로 하며 모델 고유진동을 Signal recovery, Deconvolution, Lowpath filtering 기법 등으로 제거를 해주어야 한다는 단점이 존재한다. 본 연구에서는 제약과 한계를 극복하기 위해 자유낙하 실험에 이미지 프로세싱 기법을 도입하여 이미지만을 이용하여 보다 쉽고 빠르게 비행체에 작용하는 힘과 모멘트를 추정할 수 있는 방법을 고안하였다. 비행체에 걸리는 힘과 모멘트를 추정하기 위해서는 공력 계수의 예측이 매우 중요하다. 공력 계수 예측을 위해 이미지 프로세싱 기법의 일환인 Hough 알고리즘을 이용하여 모델의 직선과 양 끝점을 읽어오고 이를 통해 속도, 가속도, 각속도를 구하였다. KULT(Konkuk University Ludwieg Tube)를 이용하여 Cone과 HB-2 모델에 대한 자유낙하 실험을 실행하였고, 초고속 카메라를 이용하여 시계열 데이터를 확보하였다. 구한 데이터를 이용하여 3-DOF 방정식을 풀어 공력계수를 예측함으로써 비행체에 걸리는 힘과 모멘트를 파악할 수 있도록 하였다. 자유낙하 방식을 이용하여 추출한 공력계수는 정, 동적계수가 합해진 상태이다. 그 중 동안정 미계수라고 알려진 , 은 비행체의 비행 안정성 확보를 좌우하는 항이다. 따라서 이를 예측하는 것은 비행체의 비행 안정성 확보에 있어 매우 중요하다. 정, 동적계수를 분리하기 위해서 시계열 데이터가 필요하며 따라서 지지대를 이용하는 정적인 실험에서는 강제진동법과 같은 실험을 추가로 수행해야 이를 분리할 수 있다. 그러나 자유낙하 실험의 경우 시계열 데이터를 별도의 실험 없이 바로 획득할 수 있다. 본 연구에서는 머신러닝의 일종인 사이킷 런을 활용한 다중 선형회귀 방식을 통해 이를 예측하였고, CFD 계산 값과 분리한 정적 계수를 비교하여 정, 동적계수 분리가 정확히 이루어졌음을 확인하였다. Recently, interest in Missile and reentry has increased, and research on the development of high-speed aircraft is being actively conducted. The most accurate way to test the performance of the developed aircraft is to conduct the actual flight test under the design operating conditions. However, actual flight test is expensive and time-consuming. Therefore, ground testing using ground test equipment is essential before the actual test. Recently, a wide range of high-speed aircraft experiments have been conducted with various experimental equipment. Among them, studies measuring the force and moment of an aircraft are essential for predicting its reference performance in the design of a aircraft. There are various methods for measuring force and moment. Among them, free-fall experiments have no support, showing the most similar results to actual flight tests. A typical free-fall method is the use of accelerometers. However, it requires a short response time of the sensor, and there are disadvantages of removing model natural vibrations with Signal recovery, deconvolution, and lowpath filtering techniques. To overcome constraints and limitations, this study has devised a method using image processing techniques in free-fall experiments. Using only images, a method was devised to estimate the forces and moments acting on the aircraft more easily and quickly. The prediction of the Aerodynamic Coefficient is very important to estimate the force and moment of the aircraft. To predict the Aerodynamic Coefficient the Hough algorithm, which is part of the image processing technique, has been used to read the straight lines and the two ends of the model and thus obtained speed, acceleration and angular velocity. Free-fall experiments were conducted on Cone and HB-2 models using KULT (Konkuk University Ludwieg Tube), and time series data were obtained using high speed cameras. Using the data obtained, the 3-DOF equation was solved so that the force and moment of the aircraft could be determined by predicting the Aerodynamic Coefficient. The coefficient extracted using the free fall method is the sum of the static and dynamic coefficients. Among them, a term known as a stability derivatives is a term that determines flight stability of the aircraft. Therefore, predicting this term is very important for flight stability for the aircraft. Time series data are required to separate static and dynamic coefficients, so in static experiments using supports, additional experiments such as forced vibration Technique can be performed. However, for free-fall experiments, time series data can be acquired immediately without another experiment. In this study, we predicted dynamic stability term using a multiple linear regression, a kind of machine-learning, and compared the CFD data with the separate static coefficients to confirm that the separation of static and dynamic coefficients was done correctly.

손상 수상함의 조종 성능 추정을 위한 비대칭성이 고려된 3자유도 운동모델 개발

하정수 서울대학교 대학원 2018 국내석사

해상조난사고란 해상에서 발생하는 선박 관련 물리적 해양사고를 말하며 침몰, 좌초, 충돌, 화재, 기관고장 또는 추락 등의 사고를 일컫는다. 최근 해상교통량 증가에 따라 해상사고의 발생 가능성이 증가하고 있으며 특히 함정의 경우 비손상 상태의 조종성능 뿐만 아니라 손상 시 조종 성능 또한 중요하게 되었다. 본 논문에서는 비손상·손상 함정의 조종성능 추정을 위해 기존의 조종 운동 수학모형을 참고하여 모형실험 조건을 준비하고 3자유도 PMM(Planar Motion Mechanism) 시험을 통해 수학 모형 내 유체력 미계수를 획득하였다. 이후 비손상·손상 수치 시뮬레이션으로 조종 성능 변화 추이를 비교 및 분석하고 손상상태에서의 구속모형시험 결과를 바탕으로 한 조종 운동 수학모델을 제시하였다. 구속모형시험은 서울대학교 예인수조에서 수행하였으며 대상함은 미 줌왈트급 구축함의 모선인 ONR Tumblehome 선형으로 최신 함형 설계 이론을 반영한 선형이다. 손상 구획은 ‘해군 복원성능 적용기준’에 따라 우현 선수에 놓아 초기 횡경사 각과 종경사 각을 갖도록 하였고 손상 시 초기 트림은 종방향 0.429°, 횡방향 2.925°였으며 좌현 선미가 살짝 들리는 것을 확인하였다. 추후 모형선 자유항주시험과의 비교를 위해 모형선 자항점에서 수행하였다. 조종운동 모델은 1) 일반적인 비손상 조종모델과 2) 손상으로 인해 좌우비대칭 특성을 각기 다른 배로 보는 손상 분리형 조종모델 3) 손상으로 인한 좌우비대칭을 하나의 선박의 고유 특성으로 보는 손상 통합형 조종모델로 두고 이들을 비교하고자 하였다. 실험 결과 타각시험에서는 비손상 대비 손상으로 인한 차이를 확인할 수 없었으나 사항시험 및 동적시험에서는 손상으로 인한 차이를 명확히 얻어낼 수 있었다. 구속모형시험 결과를 이용해 선회 시뮬레이션 및 지그재그 시뮬레이션을 수행하였는데 선회 시뮬레이션에서 우현 선회의 경우 비손상 대비 손상의 영향을 크게 찾아볼 수 없었으나 좌현 선회의 경우 비손상 대비 손상 선회 시뮬레이션에서 전술선회경의 -20% 이상의 차이를 보였다. 하지만 지그재그 시뮬레이션에서는 큰 차이를 볼 수 없었다. 분리형 조종모델은 좌우비대칭을 고려하여 좌∙우현 선회 시 각각 다른 선형으로 보고 모델링 하였고 통합형 모델은 좌우비대칭을 고려하지만 좌∙우현 선회를 하나의 배의 특성으로 보고 비선형 항을 2차, 3차로 추가하여 모델링하였다. 분리형 조종모델의 특성으로는 타 기관의 조종 미계수를 직접 비교 가능하다는 장점이 있는 반면 손상 상태의 좌∙우현에 대한 침로 안정성 평가는 가능하지만 비손상 상태와 침로 안정성 비교는 불가능하다는 단점이 있었다. 통합형 모델의 장점으로는 비손상 상태와 침로 안정성 평가는 가능하나 식이 복잡해지고 타 기관과 계수에 대한 비교가 불가능하다는 단점이 있었다. 통합형 모델이 분리형 모델에 비해 조종 성능 시뮬레이션에서 전술선회경을 8% 정도 크게 추정하는 경향이 있었다.