KR101038508B1 - 비행체 모델 풍동 시험 장치 및 방법 - Google Patents

Abstract

본 발명은 비행체의 롤각 및 피치각을 동시에 변화시키면서 비행체 모델의 공력 데이터를 추출할 수 있는 비행체 모델 풍동 시험 장치 및 방법에 관한 것이다.
본 발명은 비행체 모델의 롤각(roll angle)을 연속적으로 변화시키는 회전구동부; 상기 비행체 모델의 피치각(pitch angle)을 연속적으로 변화시키는 피치각 구동부; 상기 회전구동부 및 피치 피치각 구동부를 제어하는 제어부; 상기 비행체 모델에 부착되어 상기 비행체 모델의 다양한 비행 자세에 대한 공력을 측정하는 밸런스(balance); 상기 밸런스에 의해 측정되는 상기 비행체 모델의 다양한 비행 자세에 대한 공력 데이터를 저장하는 데이터 저장부; 및 상기 데이터 저장부에 저장된 상기 비행체 모델의 공력 데이터를 이용하여 상기 비행체 모델의 공력 함수를 모델링하여 상기 비행체 모델의 임의의 롤각 및 임의의 피치각에 대한 공력 데이터를 산출하는 연산부;를 포함한다.

Description

비행체 모델 풍동 시험 장치 및 방법{Device and method of wind tunnel testing}

본 발명은 비행체 모델 풍동 시험 장치 및 방법에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 비행체의 롤각 및 피치각을 동시에 변화시키면서 비행체 모델의 공력 데이터를 추출할 수 있는 비행체 모델 풍동 시험 장치 및 방법에 관한 것이다.

일반적으로 풍동(wind tunnel)이란 비행체 모델을 풍동의 시험부에 고정한 상태에서 인공적으로 바람을 만들어 비행체 모델을 통과하게 함으로써 실제 비행체의 비행 환경과 동일한 공기 흐름 상태를 만들어 비행체에 작용하는 제반 현상의 관찰 및 힘, 모멘트, 압력 등을 측정하는 실험 장치이다.

도 1은 비행체의 각 방향에 대한 자세각을 도시하는 도면이다.

풍동 시험 장치는 공기 흐름 속에서 비행체 모델의 롤각(roll angle, 뱅크각) 및 피치각(pitch angle, 받음각)을 다양하게 변화시킴으로써 다양한 비행 자세에 대한 비행체 모델의 공기역학적 힘과 모멘트와 같은 공력 데이터를 추출하여 비행체의 공력 설계(Aerodynamic design)에 이용한다.

종래의 풍동 시험 장치는 고정된 롤각에 대해서 피치각을 변화시키거나, 고정된 피치각에 대해서 롤각을 변화시키면서 비행체 모델의 비행 데이터를 추출하게 된다. 다시 말해, 일련의 피치각 및 롤각에 대하여 비행체 모델에 작용하는 공기역학적 힘과 모멘트를 측정하고자 할 때, 기존의 풍동시험 방법은 1회의 시험을 통해 롤각 및 피치각의 두 자세각 중 어느 하나를 고정시키고 다른 하나를 변화시켜가며 데이터를 얻고, 그 후 고정하였던 자세각을 일정 간격으로 바꾸어 가며 이 과정을 반복한다.

예를 들어, 롤각 고정-피치각 스윕 풍동 시험 기법의 경우, 롤각을 일정하게 유지시킨 상태에서 피치각을 연속적으로 변화시켜 비행체 모델의 공력 데이터를 추출한다. 만약, 롤각 22.5도 간격으로 비행체 모델에 대한 공력 데이터를 얻고자 할 경우, 롤각 0도~360도 범위에 대한 데이터를 확보하기 위해서는 16회의 시험이 필요하다. 반대로, 피치각 고정-롤각 스윕 풍동시험 기법의 경우, 피치각 2도 간격으로 비행체 모델의 공력 데이터를 얻고자 할 때, 피치각 -30도~+30도 범위에 대한 데이터를 확보하기 위해서는 31회의 시험이 필요하다. 따라서 종래의 풍동 시험 장치는 롤각 또는 피치각 중 어느 하나를 고정시킨 상태에서 다른 하나를 변경시키면서 시험하기 때문에 풍동 시험에 많은 시간을 필요로 하므로 시험 효율성이 저하되고 풍동 시험 자체에 많은 전력이 소비되는 문제점이 있다. 따라서 비행체의 개발기간이 길어지며 비행체 개발을 위한 비용이 증가하게 된다.

일반적으로 풍동 시험은 피치각 및 롤각 이외에도 바람의 속도, 조종면의 변위각 등 여러 변수를 변화시켜가며 데이터를 획득하므로, 하나의 비행체에 대하여 소요되는 풍동 시험 횟수는 각 변수의 이산화 개수를 곱한 횟수가 된다. 비행체 모델의 풍동 시험에 소요되는 시간 및 시설 가동비, 인력 소요 등은 시험횟수에 비례하므로, 이러한 비용을 절감할 수 있는 풍동 시험 방법 및 풍동 시험 장치에 대한 필요성이 존재한다.

본 발명은 전술한 종래기술의 문제점을 해결하기 위한 것으로서, 비행체 모델의 풍동 시험 시 롤각 및 피치각을 동시에 변경시킴으로써 풍동 시험 시간 및 사용 전력을 줄일 수 있는 비행체 모델 풍동 시험 장치 및 방법을 제공하는데 그 목적이 있다.

상기와 같은 과제를 해결하기 위하여, 본 발명은, 비행체 모델의 롤각(roll angle)을 연속적으로 변화시키는 회전구동부; 상기 비행체 모델의 피치각(pitch angle)을 연속적으로 변화시키는 피치각 구동부; 상기 회전구동부 및 피치 피치각 구동부를 제어하는 제어부; 상기 비행체 모델에 부착되어 상기 비행체 모델의 다양한 비행 자세에 대한 공력을 측정하는 밸런스(balance); 상기 밸런스에 의해 측정되는 상기 비행체 모델의 다양한 비행 자세에 대한 공력 데이터를 저장하는 데이터 저장부; 및 상기 데이터 저장부에 저장된 상기 비행체 모델의 공력 데이터를 이용하여 상기 비행체 모델의 공력 함수를 모델링하여 상기 비행체 모델의 임의의 롤각 및 임의의 피치각에 대한 공력 데이터를 산출하는 연산부;를 포함하는 비행체 모델 풍동 시험 장치를 제공한다.

또한 본 발명은, (a) 풍동 시험 장치 내에서 비행체 모델의 피치각 및 롤각을 동시에 변화시키면서 상기 비행체 모델의 공력 데이터를 측정하는 단계; (b) 상기 공력 데이터로부터 특정 롤각에 대하여 복수의 피치각에서의 이산 공력 데이터를 추출하는 단계; 및 (c) 상기 추출된 이산 공력 데이터를 특정 롤각에서의 공력 함수를 모델링하여 임의의 피치각에서의 공력 데이터를 산출하는 단계;를 포함하는 비행체 모델 풍동 시험 방법을 제공한다.

본 발명에 의하면, 풍동 시험 시 비행체 모델의 롤각 및 피치각을 동시에 변경시키면서 비행체 모델의 비행 데이터를 추출하게 되므로 풍동 시험 시간을 단축시킬 수 있으며 풍동 시험에 사용되는 전력량을 줄을 수 있는 효과가 있다.

또한, 종래의 풍동 시험 장치에 의하면 고정된 하나의 자세각에 대해서는 불연속적인 데이터를 획득하는 것에 비해, 본 발명에 의하면 두 자세각 모두에 대한 연속적 데이터를 획득하므로 시험 데이터를 이용한 공력 모델링을 더욱 정확하게 수행할 수 있는 효과가 있다.

또한 본 발명에 의하면, 풍동 시험에 소요되는 시간을 단축시킴으로써 비행체의 개발 기간을 단축시킬 수 있으며, 이로 인하여 비행체 개발 비용을 낮출 수 있는 효과가 있다.

도 1은 비행체의 각 방향에 대한 자세각을 도시하는 도면이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 모델 풍동 시험 장치의 구성을 간략하게 도시하는 도면이다.
도 3은 본 발명에 의한 풍동 시험 장치를 이용하여 비행체 모델에 대한 풍동 시험을 수행하기 위한 풍동 시험 설계의 일 예를 도시한 그래프이다.
도 4는 도 3에 도시된 풍동 시험 설계에 따라 풍동 시험되어 측정되는 공력 데이터 중 롤각 0도에서의 수직력 계수를 도시하는 그래프이다.
도 5는 도 3에 도시된 풍동 시험 설계에 따라 풍동 시험되어 측정되는 공력 데이터 중 롤각 90도에서의 수직력 계수를 도시하는 그래프이다.
도 6은 도 3에 도시된 풍동 시험 설계에 따라 풍동 시험되어 측정되는 공력 데이터 중 롤각 180도에서의 수직력 계수를 도시하는 그래프이다.
도 7은 도 3에 도시된 풍동 시험 설계에 따라 풍동 시험되어 측정되는 공력 데이터 중 롤각 270도에서의 수직력 계수를 도시하는 그래프이다.

이하에서는 첨부한 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예를 자세히 설명한다. 우선 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 본 발명을 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.

이하의 설명에서 비행체 모델의 자세각 및 각 축의 방향은 도 1을 기준으로 설명하며, 롤각은 비행체 모델의 뱅크각을 의미하며, 피치각은 비행체 모델의 받음각을 의미한다.

먼저 본 발명에 따른 풍동 시험 장치의 구성을 설명한 후, 이를 이용하여 풍동 시험을 하는 방법에 대하여 설명한다.

도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 모델 풍동 시험 장치의 구성을 간략하게 도시하는 도면이다.

본 발명의 일 실시예에 따른 풍동 시험 장치는, 비행체 모델(100)의 롤각(roll angle)을 연속적으로 변화시키는 회전구동부(200)와, 비행체 모델(100)의 피치각(pitch angle)을 연속적으로 변화시키는 피치각 구동부(300)와, 회전구동부(100) 및 피치각 구동부(300)를 제어하는 제어부(500)와, 비행체 모델(100)에 부착되어 비행체 모델(100)의 다양한 비행 자세에 대한 공력을 측정하는 밸런스(balance; 400)와, 밸런스(400)에 의해 측정되는 비행체 모델(100)의 다양한 비행 자세에 대한 공력 데이터를 저장하는 데이터 저장부(600)와, 회전구동부(100)의 구동축(210)이 삽입되도록 설치되고, 공력 정보를 밸런스(400)로부터 전달받아 데이터 저장부(600)로 전송하는 슬립 링(800)과, 데이터 저장부(600)에 저장된 비행체 모델(100)의 공력 데이터를 이용하여 비행체 모델(100)의 공력 함수를 모델링하여 비행체 모델(100)의 임의의 롤각 및 임의의 피치각에 대한 공력 데이터를 산출하는 연산부(700)를 포함한다.

비행체 모델(100)은 풍동 시험 대상으로서, 실제 설계 대상이 되는 비행체와 동일한 스케일 또는 축소된 스케일이 이용될 수 있다.

회전구동부(200)의 구동축(210)에는 비행체 모델(100)이 연결되어, 회전구동부(200)의 구동 시 비행체 모델(100)은 중심축(도 1의 X축)을 중심으로 회전한다. 회전구동부(200)는 비행체 모델(100)을 시계 방향 또는 반시계 방향으로 회전시킬 수 있으며, 다양한 회전 속도로 회전시킬 수 있다. 회전구동부(200)는, 예컨대 모터가 이용될 수 있다.

피치각 구동부(300)는, 예컨대 일단이 회전구동부(200)와 연결되며 회전구동부(200)를 피치각 구동부(300)를 중심으로 회전시킨다. 회전구동부(200)가 피치각 구동부(300)를 중심으로 회전함으로써 결과적으로 비행체 모델(100)의 피치각이 조절된다. 그러나 피치각 구동부(300)는 회전구동부(200)에 의해 제공되는 회전구동력을 간섭하지 않으면서 비행체 모델(100)의 피치각을 변경시킬 수 있는 구조라면 다른 구조로 구현될 수 있다.

제어부(500)는 사용자에 의해 입력되는 값에 따라 회전구동부(200) 및 피치각 구동부(300)의 구동 속도 및 방향을 제어한다.

밸런스(400)는 비행체 모델(100)에 부착되어 비행체 모델(100)의 다양한 비행 자세에 대한 공력을 측정한다. 밸런스(400)에 의해 측정되는 비행체 모델(100)의 다양한 비행 자세에 대한 공력 데이터는 연속적인 아날로그 형태의 데이터로 획득되며, 이 아날로그 데이터는 전기신호에 의하여 데이터 저장부(600)로 전송된다. 밸런스(400)는, 예컨대 6분력 밸런스(6-component balance)가 이용될 수 있으며, 외장형 또는 내장형의 밸런스가 이용될 수 있다.

데이터 저장부(600)는 밸런스(400)에 의하여 측정되어 전송되는 공력 데이터를 저장한다. 이때 밸런스(400)로부터 전송되는 아날로그 형태의 공력 데이터는 디지털화되어 저장될 수 있다.

슬립 링(800)은 회전구동부(200)의 구동축(210)이 삽입되도록 설치되고, 밸런스(400)에 의하여 측정되는 공력 데이터를 밸런스(400)로부터 전달받아 데이터 저장부(600)로 전송한다. 슬립 링(800)은 회전구동부(200)에 의해 제공되는 회전 구동력을 간섭하지 않고 밸런스(400)로부터 측정되는 데이터를 전달받는다.

연산부(700)는 데이터 저장부(600)에 저장된 공력 데이터로부터 특정 롤각에 대하여 복수의 피치각에서의 이산 공력 데이터를 추출하고, 이를 이용하여 특정 롤각에서의 비행체 모델(100)에 대한 공력 함수를 모델링하여 임의의 피치각에서의 공력 데이터를 산출한다. 데이터 저장부(600)에 저장된 비행체 모델(100)의 공력 데이터를 이용하여 비행체 모델(100)의 공력 함수를 모델링하는 방법에 대해서는 아래에서 자세히 설명한다.

도 3은 본 발명에 의한 풍동 시험 장치를 이용하여 비행체 모델에 대한 풍동 시험을 수행하기 위한 풍동 시험 설계의 일 예를 도시한 그래프이다. 또한, 도 4 내지 도 7은 도 3에 도시된 풍동 시험 설계에 따라 풍동 시험되어 측정되는 공력 데이터 중 각각 롤각 0도, 90도, 180도, 270에서의 수직력 계수를 도시하는 그래프이다.

도 3을 참조하여, 상기와 같이 구성되는 풍동 시험 장치를 이용하여 풍동 시험 하는 방법에 대하여 설명한다.

이하의 설명에서는, 본 발명에 의한 비행체 모델 풍동 시험 장치를 이용하여 비행체 모델(100)에 대하여 0도, 90도, 180도, 270도 각각의 롤각에서 0도~16도 피치각 범위의 공력 데이터를 획득하는 방법을 예를 들어 설명한다.

본 발명의 일 실시예에 따른 풍동 시험 방법은, 풍동 시험 장치 내에서 비행체 모델(100)을 일정한 롤각속도로 회전시키면서 일정한 피치각속도로 피치각을 변화시켜 비행체 모델(100)의 공력 데이터를 측정하는 단계와, 공력 데이터로부터 특정 롤각에 대하여 복수의 피치각에서의 이산 공력 데이터를 추출하는 단계와, 추출된 이산 공력 데이터를 이용하여 특정 롤각에서의 공력 함수를 모델링하여 임의의 피치각에서의 공력 데이터를 산출하는 단계를 포함한다.

먼저 사용자는 회전구동부(200) 및 피치각 구동부(300)에 의하여 구동되는 비행체 모델(100)의 롤각속도가 180도/초, 피치각속도가 1도/초가 되도록 제어부(500)를 설정한다. 이 상태에서 피치각의 구동 범위가 -2도~+16도가 되도록 비행체 모델(100)에 대하여 풍동 시험을 실시한다.

풍동 시험 시 비행체 모델(100)의 피치각 및 롤각을 동시에 변화시키기 위해서는 회전구동부(200)와 피치각 구동부(300)를 동시에 작동시키며, 슬립 링(800)을 회전구동부(200)의 구동축(210)에 장착함으로써 비행체 모델(100)에 고정되어 공력을 측정하는 밸런스(400)의 전기신호를 데이터 저장부(600)로 전달한다. 본 실시예의 경우 롤각속도 180도/초, 피치각속도 1도/초, 피치각 -2도~+16도의 구동 조건으로 비행체 모델(100)을 구동한다. 이와 같은 조건 하에서 비행체 모델(100)를 구동시킬 경우 비행체 모델(100)은 도 3에 도시된 롤각 및 피치각을 따라 구동된다. 이때 밸런스(400)에 의하여 측정되는 비행체 모델(100)의 공력은 시간축에 대하여 수직인 선이 롤각 선도와 피치각 선도와 각각 만나는 점에서의 공력이다. 예를 들어, 도 3을 기준으로 본 발명의 풍동 시험 장치의 작동 시작 후 1초에서의 비행체 모델(100)의 자세각은 롤각 180도, 피치각 -1도이며, 밸런스(400)는 이 자세각에서의 비행체 모델(100)의 공력을 측정한다. 풍동 장치는 계획된 피치각 범위에 대하여 피치각 변화가 완료될 때까지 구동된다.

본 발명에 의한 풍동 시험 장치를 이용하여 비행체 모델에 대한 풍동 시험을 수행할 때, 풍동 시험 장치의 작동 시간은

이며, 특정 롤각에 대해서 피치각의 간격이

도인

개의 데이터를 획득할 수 있다.

여기서,

: 피치각속도,

: 롤각속도, -α ~ +α: 피치각 스윕(sweep) 범위, T : 풍동 장치 작동 시간, N : 피치 데이터 획득 개수, Δα: 피치 데이터 획득 간격이다.

풍동 장치의 구동이 완료되면, 비행체 모델(100)의 특정 자세각(도 3의 시간축에 대하여 수직인 선이 롤각 선도와 피치각 선도가 각각 만나는 점에서의 롤각 및 피치각)에 대한 공력 데이터가 획득된다.

비행체 모델(100)의 0도 롤각에서의 0도~16도 피치각 범위의 공력 데이터를 획득하기 위하여 풍동 시험을 통하여 획득된 공력 데이터로부터 롤각이 0일 때의 공력 데이터를 추출한다. 이때 도 4에 도시된 바와 같이, 롤각이 0도이며 피치각이 각각 2도 간격으로 -2도부터 +16도 사이의 자세각일 때의 비행체 모델(100)의 공력이 추출된다.

이와 같이 특정 롤각에 대한 복수의 피치각에서의 이산(discrete) 공력 데이터가 추출되면, 예컨대 회귀분석 또는 푸리에 전개를 이용하여 해당 롤각에 대한 공력 함수를 모델링한다. 이와 같이 수립된 모델로부터 해당 롤각에서의 임의의 피치각에 대한 공력 데이터를 추출할 수 있다.

도 5 내지 도 7에 도시된 바와 같이, 나머지 90도, 180도, 270도 각각의 롤각에 대해서도 상기와 같은 방식으로 원하는 피치각 범위에서의 공력 데이터를 추출할 수 있을 뿐만 아니라, 임의의 피치각 범위에서의 공력 데이터를 추출할 수 있다.

본 발명에 의한 풍동 시험 장치는 풍동 시험 설계자가 미리 정한 각속도로 비행체 모델의 피치각 및 롤각을 각각 동시에 변화시킴으로써 종래의 풍동 시험 장치에 의해 획득되는 두 개의 독립 변수를 하나의 결합된 독립 변수화하여 풍동 시험 횟수를 감소시킬 수 있다. 풍동 시험 후 획득된 데이터를 이용하여 공력 함수를 모델링함으로써 두 개의 독립 변수에 대한 공력 데이터로 환원할 수 있으므로, 시험 횟수를 감소시키면서도 데이터의 양과 질은 손실되지 않는다.

또한, 종래의 풍동 시험 방법에 의하면 고정된 하나의 자세각에 대해서는 불연속적인 데이터를 획득하는 것에 비해, 롤각 및 피치각의 두 자세각 모두에 대한 연속적 데이터를 획득할 수 있어 풍동 시험 데이터를 이용한 공력 모델링을 더욱 정확하게 수행할 수 있다.

이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정, 변경 및 치환이 가능할 것이다. 따라서 본 발명에 개시된 실시예는 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.

100 : 비행체 모델
200 : 회전구동부
300 : 피치각 구동부
400 : 밸런스
500 : 제어부
600 : 데이터 저장부
700 : 연산부

Claims (10)

1. 비행체 모델의 롤각(roll angle)을 연속적으로 변화시키는 회전구동부;
   상기 비행체 모델의 피치각(pitch angle)을 연속적으로 변화시키는 피치각 구동부;
   상기 회전구동부 및 피치 피치각 구동부를 제어하는 제어부;
   상기 비행체 모델에 부착되어 상기 비행체 모델의 다양한 비행 자세에 대한 공력을 측정하는 밸런스(balance);
   상기 밸런스에 의해 측정되는 상기 비행체 모델의 다양한 비행 자세에 대한 공력 데이터를 저장하는 데이터 저장부; 및
   상기 데이터 저장부에 저장된 상기 비행체 모델의 공력 데이터를 이용하여 상기 비행체 모델의 공력 함수를 모델링하여 상기 비행체 모델의 임의의 롤각 및 임의의 피치각에 대한 공력 데이터를 산출하고, 상기 공력 데이터로부터 특정 롤각에 대하여 복수의 피치각에서의 이산 공력 데이터를 추출한 후, 이를 이용하여 특정 롤각에서의 상기 비행체 모델에 대한 공력 함수를 모델링하여 임의의 피치각에서의 공력 데이터를 산출하는 연산부;
   를 포함하는 비행체 모델 풍동 시험 장치.
2. 제1항에 있어서,
   상기 회전구동부는 일정한 롤각속도로 상기 비행체 모델을 회전시키는 비행체 모델 풍동 시험 장치.
3. 제1항에 있어서,
   상기 피치각 구동부는 일정한 피치각속도로 상기 비행체 모델의 피치각을 변화시키는 비행체 모델 풍동 시험 장치.
4. 제1항에 있어서,
   상기 밸런스는 6분력 밸런스인 비행체 모델 풍동 시험 장치.
5. 제1항에 있어서,
   상기 회전구동부의 구동축이 삽입되도록 설치되고, 상기 공력 정보를 상기 밸런스로부터 전달받아 상기 데이터 저장부로 전송하는 슬립 링을 더 포함하는 비행체 모델 풍동 시험 장치.
6. 삭제
7. (a) 풍동 시험 장치 내에서 비행체 모델의 피치각 및 롤각을 동시에 변화시키면서 상기 비행체 모델의 공력 데이터를 측정하는 단계;
   (b) 상기 공력 데이터로부터 특정 롤각에 대하여 복수의 피치각에서의 이산 공력 데이터를 추출하는 단계; 및
   (c) 상기 추출된 이산 공력 데이터를 특정 롤각에서의 공력 함수를 모델링하여 임의의 피치각에서의 공력 데이터를 산출하는 단계;
   를 포함하는 비행체 모델 풍동 시험 방법.
8. 제7항에 있어서,
   상기 비행체 모델의 임의의 롤각에 대하여 상기 (a) 단계 내지 (c) 단계를 반복 수행하는 비행체 모델 풍동 시험 방법.
9. 제7항에 있어서,
   상기 비행체 모델은 일정한 롤각속도로 회전하는 비행체 모델 풍동 시험 방법.
10. 제7항에 있어서,
    상기 비행체 모델은 일정한 피치각속도로 피치각이 변화되는 비행체 모델 풍동 시험 방법.

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