KR101392264B1 - Apparatus for analyzing a store seperation and analyzing method - Google Patents

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KR101392264B1
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서성은
손창현
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한국항공우주산업 주식회사
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    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position

Abstract

Provided are a disarmament analysis apparatus and a method for analyzing disarmament. The disarmament analysis apparatus separates arms with a plurality of pins from an aircraft. The apparatus comprises an aerodynamics database unit for storing a normal mode aerodynamic coefficient for calculating the total aerodynamic coefficient when the pins are unfolded normally and the arms are separated from the aircraft, for storing an incremental value of the normal mode aerodynamic coefficient for calculating the total aerodynamic coefficient as a failure mode aerodynamic coefficient when at least one pin among the pins is folded abnormally; and an analysis unit for analyzing disarmament to calculate characteristics related to the disarmament on the basis of the total aerodynamic coefficient calculated by the normal mode aerodynamic coefficient and the failure mode aerodynamic coefficient.

Description

무장 분리 해석 장치 및 해석 방법 {APPARATUS FOR ANALYZING A STORE SEPERATION AND ANALYZING METHOD}[0001] APPARATUS FOR ANALYZING A STORE SEPERATION AND ANALYZING METHOD [0002]

본 발명은 무장 분리 해석 장치 및 해석 방법에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 복수의 핀을 갖는 무장의 핀 전개시에 유발될 수 있는 무장의 핀 고장 모드에 대한 무장 분리 해석이 가능한 무장 분리 해석 장치 및 해석 방법에 관한 것이다.More specifically, the present invention relates to an arming / separation analyzing apparatus capable of arming and isolating analysis of armed pin failure modes that can be caused in the development of armed pins having a plurality of pins, and more particularly, And an analysis method.

항공기에 미사일과 같은 무장을 비롯한 장착물을 부착하여 운용하기 위해서는 해석 또는 시험을 통해 항공기와 무장의 적합성(Compatibility)을 입증하여야 하며, 장착물이 항공기로부터 안전하게 분리되는가를 검증하는 안전분리(Safe Separation)는 중요한 분야이다. 특히 안전분리는 군용 항공기와 무장의 인증(Certification) 및 운용을 위해 필수적이며, 최근 국내에서도 항공기, 예컨대 T/A-50 항공기의 개발경험을 통해 무장분리에 관한 해석 및 비행시험 기술이 많이 축적되었다. 무장분리는 해석 및 시험을 통해 안전성을 입증할 수 있으며 비행시험에는 많은 비용과 위험이 따르므로 해석적 방법을 통해 시험조건을 최적화하는 것이 일반적이다. In order to attach and operate an aircraft such as a missile such as a missile, it is necessary to demonstrate compatibility between the aircraft and the armed forces through interpretation or testing, and to verify that the installation is safely separated from the aircraft, ) Is an important field. Especially, safety separation is essential for the certification and operation of military aircraft and armed forces. Recently, the analysis and flight test techniques related to armed separation have been accumulated in Korea through experience of development of aircraft such as T / A-50 aircraft . Armed segregation can be proved through analysis and testing, and it is common to optimize test conditions through analytical methods because flight tests are costly and dangerous.

무장분리의 해석 방법에는 풍동시험(wind tunnel test), CFD(Computational Fluid Dynamics), 및 6DOF (Degree of Freedom) 해석 등이 있으며, 풍동시험 중에서도 CTS(Captive Trajectory Simulation) 시험과 자유낙하시험(free-drop test)은 가장 실제에 근사한 결과를 얻을 수 있으나, 풍동 시설의 설비 및 기타 요인에 의한 제약으로 실험 조건이 제한적이다. 이에 반해 Off-Line 6DOF 해석 기법은 파라미터적 해석(parametric study)으로써 항공기의 속도, 고도에서 무장의 중량, 무게중심에 이르기까지 사용자가 원하는 조건으로 해석이 가능하다. 6DOF 해석을 위해서는 6 자유도 운동방정식을 계산하는 프로그램과 계산에 필요한 데이터베이스가 필요하다. 데이터베이스는 무장의 공력계수가 포함된 프리에어 데이터베이스(Freeair Database), 항공기와 무장의 간섭이 포함된 플로우필드 데이터베이스(Flowfield Database), 및 무장을 투하하는 사출력 데이터베이스 등으로 이루어져 있으며, 사출력 데이터베이스를 제외한 데이터는 주로 풍동시험을 통해 획득될 수 있다. 일반적인 형태의 무장은 하나의 형상으로 이루어진 데이터베이스를 갖게 되지만, 정밀 유도 등을 목적으로 도 1에 도시된 바와 같이, 본체(12)에서 핀(fin; 14)이 전개되는(deployed) 무장(store; 10)의 경우 핀(14)의 전개 유무에 따라 공력 특성이 상이하므로, 각각의 형상에 대한 데이터베이스가 필요하다.The wind tunnel test, CFD (Computational Fluid Dynamics), and 6 DOF (Degree of Freedom) analysis are included in the analysis of armed separation. CTS (captive trajectory simulation) test and free- drop test is the most practical result, but the experimental conditions are limited due to the restriction of wind tunnel facilities and other factors. On the other hand, the off-line 6DOF analysis technique can be interpreted as a parametric study by user's desired condition from aircraft speed, altitude to armed weight and center of gravity. For 6 DOF analysis, a program for calculating 6 DOF motion equations and a database for calculation are required. The database consists of a free air database containing the aerodynamic coefficients of the armed forces, a flowfield database containing interferences between the aircraft and the armed forces, and an archiving database. Excluded data can be obtained mainly through wind tunnel test. A typical form of arming has a database of one shape, but as shown in FIG. 1 for the purpose of precise guidance and the like, a housing 14 is deployed in the body 12. 10, the aerodynamic characteristics are different depending on whether the pin 14 is deployed or not, so a database for each shape is required.

도 2는 핀의 전부 미전개 상태 및 전개 상태별 받음각에 따른 피칭 모멘트의 변화를 나타내는 그래프이고, 이 그래프에 따른 결과는 풍동시험 방법에 의해 도출된 것으로서, 구체적으로 핀(14)의 전개에 따른 동일한 마하수에서 받음각(angle of attack)에 따른 피칭 모멘트의 변화가 비교되어 있다. 도 2에서 알 수 있듯이, 핀(14)이 전개되는 무장(10)은 핀(14)의 전개에 따라서 공력특성이 민감하게 변화하므로 핀(14)의 전개 시점이 무장(10)의 분리 특성에 큰 영향을 미치게 된다. 또한, 핀(14)의 하나 또는 그 이상이 오작동으로 인해 전개되지 않을 경우 분리특성이 달라질 수 있으며, MIL-HDBK-1763에 따르면 전개되지 않은 핀(14) 등, 무장 구성품의 오작동에 의한 안전분리 영향성이 없음을 입증하여야 한다. 도 1에 도시된 무장에서 4 개의 핀(14)이 전개되는 무장(10)의 경우, 4개의 핀(14) 중 적어도 하나가 비정상으로 전개되어 무장(10)이 항공기로부터 분리되는 핀 고장 모드(fin failure mode)의 6DOF 해석을 하기 위해서는, 핀 고장 모드에 해당하는 각 형상에 따른 공력 데이터베이스가 필요하나 모든 형상에 대해 풍동시험으로 공력 데이터를 획득하기에는 지나친 비용 상승과 함께 측정시의 위험 부담이 크다.FIG. 2 is a graph showing a change in pitching moment according to an unfolded state of the pin and an unfolded angle according to the unfolded state. The results according to this graph are those derived by the wind tunnel test method, Changes in the pitching moment with the angle of attack at the same Mach number are compared. 2, since the aerodynamic characteristics of the armed weapons 10 in which the fins 14 are deployed change sensitively according to the development of the fins 14, the deployment time of the fins 14 is determined by the separation characteristics of the armed weapons 10 It has a great influence. In addition, if one or more of the pins 14 are not deployed due to malfunction, the separation characteristics may be changed, and the safety disconnection due to malfunction of the armed components, such as unfinished pins 14 according to MIL-HDBK- And shall demonstrate that it is not influential. In the case of the armed device 10 in which the four pins 14 are deployed in the armed force shown in Figure 1, at least one of the four pins 14 is deployed in an unintentional manner and a pin failure mode fin failure mode, 6-DOF analysis is required for each shape corresponding to the pin failure mode. However, it takes too much risk to measure the aerodynamic data to obtain aerodynamic data by wind tunnel test for all shapes, .

본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제는 풍동시험 방법 등과 같은 실제 비행 테스트에 근사한 해석 방법에 의하지 않더라도, 무장의 핀 고장 모드에 따른 공력 계수를 획득하고, 이를 근거로 무장의 항공기로부터의 분리에 따른 분리 특성 내지는 거동을 보다 정확하게 해석할 수 있는 무장 분리 해석 장치를 제공하는데 있다. SUMMARY OF THE INVENTION The object of the present invention is to obtain an aerodynamic coefficient according to a pin failure mode of a weapon without considering an analysis method similar to an actual flight test such as a wind tunnel test method, And to analyze the behavior of the armed separation analysis device more precisely.

본 발명이 이루고자 하는 다른 기술적 과제는 풍동시험 방법 등과 같은 실제 비행 테스트에 근사한 해석 방법에 의하지 않더라도, 무장의 핀 고장 모드에 따른 공력 계수를 획득하고, 이를 근거로 무장의 항공기로부터의 분리에 따른 분리 특성 내지는 거동을 보다 정확하게 해석할 수 있는 무장 분리 해석 방법을 제공하는데 있다. Another object of the present invention is to obtain an aerodynamic coefficient according to a pin failure mode of an armament even if the method is not similar to an actual flight test such as a wind tunnel test method, And more particularly, to a method for analyzing armed separation which can more accurately analyze characteristics or behaviors.

본 발명의 목적은 이상에서 언급된 목적으로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 다른 목적들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다. The objects of the present invention are not limited to the above-mentioned objects, and other objects not mentioned can be clearly understood by those skilled in the art from the following description.

상기 기술적 과제를 이루기 위한 본 발명의 일 양태에 따르면, 무장 분리 해석 장치는 복수의 핀을 갖는 무장이 항공기로부터 분리됨에 있어서, 상기 복수의 핀이 전부 정상으로 전개되어(deployed) 상기 무장이 상기 항공기로부터 분리되는 경우의 총 공력 계수를 산출하기 위한 정상 모드 공력 계수와 아울러서, 상기 복수의 핀 중 적어도 하나가 비정상으로 미전개되어 상기 무장이 상기 항공기로부터 분리되는 경우의 총 공력 계수를 산출하기 위해, 상기 정상 모드 공력 계수의 증분값의 형태로 구성되는 고장 모드 공력 계수를 저장하는 공력 데이터베이스부, 및 상기 정상 모드 공력 계수 및 상기 고장 모드 공력 계수에 의해 산출된 상기 총 공력 계수에 근거하여, 상기 무장의 분리와 관련된 특성을 산출하는 무장 분리 해석을 수행하는 해석부를 포함한다. According to an aspect of the present invention, there is provided an armed separation analyzing apparatus, wherein an armed weapon having a plurality of pins is detached from an aircraft, wherein all of the plurality of pins are normally deployed, In order to calculate a total aerodynamic coefficient when at least one of the plurality of pins is abnormally unfolded so that the armed forces are separated from the aircraft, a normal mode aerodynamic coefficient for calculating a total aerodynamic coefficient when the armature is separated from the aircraft, An aerodynamic database configured to store a failure mode aerodynamic coefficient that is configured in the form of an increment of the normal mode aerodynamic coefficient; and an aerodynamic database that stores the failure mode aerodynamic coefficient based on the normal aerodynamic coefficient and the total aerodynamic coefficient calculated by the failure mode aerodynamic coefficient. And an analysis section for performing armed separation analysis for calculating characteristics related to the separation do.

기타 실시예들의 구체적인 사항들은 상세한 설명 및 도면들에 포함되어 있다. The details of other embodiments are included in the detailed description and drawings.

본 발명에 따르면, 풍동시험 방법과 같은 실제 비행 테스트에 근사한 해석 방법에 의하지 않더라도, 무장의 핀 고장 모드에 따른 공력 계수를 핀 정상 모드의 증분값의 형태로 획득하여 데이터베이스화하고, 핀 고장 모드에 따른 분리 특성 내지는 거동 등에 관한 무장 분리 해석이 필요한 경우에, 데이테베이스에 저장된 핀 고장 모드의 공력 계수를 무장의 총 공력 계수에 반영함으로써, 실제 비행 테스트에 근사한 해석 방법에 준하는 정확한 무장 분리 해석이 수행될 수 있다. 또한, 핀 고장 모드의 모든 유형에 대한 공력 계수를 실제 비행 테스트에 의할 경우에 유발되는 막대한 비용과 테스트 상의 위험을 현저히 감소시킬 수 있다. According to the present invention, the aerodynamic coefficient according to the pin failure mode in arming is acquired in the form of the increment value of the pin normal mode and is databaseed, even if it is not based on the analysis method approximating to the actual flight test such as the wind tunnel test method, If the armed segregation analysis is required for the separation characteristics or behaviors, it is necessary to accurately calculate the armed segregation analysis based on the analytical method approximated to the actual flight test by reflecting the aerodynamic coefficient of the pin failure mode stored in the database to the total aerodynamic coefficient of the armed . In addition, the aerodynamic coefficient for all types of pin failure modes can significantly reduce the significant cost and test risks associated with actual flight testing.

도 1은 무장의 항공기로부터의 분리시에 발생하는 핀의 미전개 상태로부터 핀의 전개 상태로의 과정을 나타내는 도면이다.
도 2는 핀의 전부 미전개 상태 및 전개 상태별 받음각에 따른 피칭 모멘트의 변화를 나타내는 그래프이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 무장 분리 해석 장치의 블록도이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 무장 분리 해석 방법에 관한 순서도이다.
도 5는 무장의 핀이 비정상으로 미전개된 상태의 핀 고장 모드를 유형 별로 나타낸 개략적인 도면이다.
도 6 내지 도 8은 핀 고장 모드의 유형 별로 산출한 고장 모드 공력 계수를 나타내는 그래프이다.
도 9는 무장의 핀이 정상으로 전개된 상태의 핀 정상 모드의 경우에 본 발명의 일 실시예의 해석 방법 및 종래의 풍동시험 방법에 적용된 받음각에 대한 공력을 비교한 그래프이다.
도 10은 핀 정상 모드와 핀 고장 모드 별로 무장의 투하 과정을 나타내는 도면이다.
도 11은 본 발명의 일 실시예에 따른 무장 분리 해석 방법에 의해 산출된 핀 정상 모드의 최소 거리(miss distance)와 핀 고장 모드 별 최소 거리를 나타내는 그래프이다. 1 is a view showing a process from a non-deployed state of a pin to a deployed state of a pin, which occurs at the time of separation from an armed aircraft.
Fig. 2 is a graph showing a change in the pitching moment according to the angle of incompletely developed state of the fin and the developed angle of the developed state.
3 is a block diagram of an armed separation analysis apparatus according to an embodiment of the present invention.
4 is a flowchart illustrating a method of arming and isolating analysis according to an embodiment of the present invention.
FIG. 5 is a schematic view showing a pin failure mode in a state in which the armed pins are unsteadily unfolded. FIG.
6 to 8 are graphs showing failure mode aerodynamic forces calculated for each type of pin failure mode.
FIG. 9 is a graph comparing the aerodynamic force with respect to the angle of attack applied to the analysis method of the embodiment of the present invention and the conventional wind tunnel test method in the case of the pin normal mode in which the armed pins are normally deployed.
FIG. 10 is a diagram showing a process of releasing armed weapon by pin normal mode and pin failure mode.
FIG. 11 is a graph showing a minimum distance between a pin normal mode and a pin failure mode calculated by the armed separation analysis method according to an embodiment of the present invention. FIG.

이하, 첨부한 도면들 및 후술되어 있는 내용을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예들을 상세히 설명한다. 그러나, 본 발명은 여기서 설명되어지는 실시예들에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수도 있다. 오히려, 여기서 소개되는 실시예들은 개시된 내용이 철저하고 완전해질 수 있도록 그리고 당업자에게 본 발명의 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 제공되어지는 것이다. 명세서 전체에 걸쳐서 동일한 참조번호들은 동일한 구성요소들을 나타낸다. 한편, 본 명세서에서 사용된 용어는 실시예들을 설명하기 위한 것이며 본 발명을 제한하고자 하는 것은 아니다. 본 명세서에서, 단수형은 문구에서 특별히 언급되지 않는 한 복수형도 포함된다. 명세서에서 사용되는 "포함한다(comprises)" 및/또는 "포함하는(comprising)"은 언급된 구성요소, 단계, 동작 및/또는 소자가 하나 이상의 다른 구성요소, 단계, 동작 및/또는 소자의 존재 또는 추가를 배제하지 않는다. Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings and the following description. However, the present invention is not limited to the embodiments described herein but may be embodied in other forms. Rather, the embodiments disclosed herein are being provided so that this disclosure will be thorough and complete, and will fully convey the concept of the invention to those skilled in the art. Like reference numerals designate like elements throughout the specification. It is to be understood that the terminology used herein is for the purpose of describing particular embodiments only and is not intended to be limiting of the invention. In the present specification, the singular form includes plural forms unless otherwise specified in the specification. &Quot; comprises "and / or" comprising ", as used herein, unless the recited element, step, operation, and / Or additions.

이하, 도 3을 참조하여, 본 발명의 일 실시예에 따른 무장 분리 해석 장치에 대하여 상세히 설명하기로 한다. 도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 무장 분리 해석 장치의 블록도이다. Hereinafter, with reference to FIG. 3, the armed separation analyzing apparatus according to an embodiment of the present invention will be described in detail. 3 is a block diagram of an armed separation analysis apparatus according to an embodiment of the present invention.

무장 분리 해석 장치(100)는 도 1에 도시된 복수의 핀(14)을 갖는 무장(10)이 항공기로부터 분리되면서 나타나는 무장(10)의 분리 안정성을 판단하기 위해서, 무장(10)의 자세, 항공기와 무장(10)의 유지 속도, 무장(10)의 회전, 롤링, 피칭(pitching), 무장(10)의 고도 또는 무장(10)이 항공기로부터 분리되는 시점의 고도, 핀 고장 모드에서의 비정상으로 미전개되는 핀의 개수 등에 따라, 무장(10)의 분리와 관련된 특성을 산출하는 무장 분리 해석을 수행하는 장치이다. 특히, 무장 분리 해석은 무장 분리 해석 장치(100)를 통해, 복수의 핀(14)을 갖는 무장(10)이 항공기로부터 분리되는 때에, 복수의 핀(14)이 전부 정상으로 전개되어(deployed) 무장(10)이 항공기로부터 분리되는 핀 정상 모드(fin normal mode) 및 복수의 핀(14) 중 적어도 하나가 비정상으로 미전개되어(undeployed) 무장(10)이 항공기로부터 분리되는 핀 고장 모드(fin failure mode)에 대하여 무장 분리 특성을 산출할 수 있다. The armed separation analyzing apparatus 100 is configured to determine the separation stability of the armed weapon 10 as the armed weapon 10 having the plurality of pins 14 shown in Fig. 1 is separated from the aircraft, The speed at which the aircraft and the weapon 10 are maintained, the rotation of the weapon 10, the rolling, pitching, the altitude of the weapon 10 or the altitude at which the weapon 10 is detached from the aircraft, And the number of pins that are unfolded by the armature 10 and the like. Particularly, the armed separation analysis is performed such that when the armed unit 10 having a plurality of fins 14 is separated from the aircraft through the armed separation analysis apparatus 100, all of the plurality of fins 14 are normally deployed, A fin normal mode in which the weapon 10 is separated from the aircraft and a pin failure mode in which at least one of the plurality of pins 14 is undeployed and the armed 10 is separated from the aircraft failure mode can be calculated.

이러한 무장 분리 해석 장치(100)는 구체적으로, 사용자가 희망하는 무장 분리 해석을 수행하기 위한 해석 조건을 입력하는 입력부(110), 핀 정상 모드와 관련된 정상 모드 공력 계수와 핀 고장 모드와 관련된 고장 모드 공력 계수를 저장하고, 입력된 해석 조건에 따라 이들 공력 계수를 획득하여 합산함으로써, 해석 조건에 부합하는 무장(10)의 총 공력 계수를 산출하는 공력 데이터베이스부(120), 총 공력 계수에 근거하여, 무장(10)의 분리 특성을 산출하는 무장 분리 해석을 수행하는 해석부(130), 및 무장 분리 해석의 결과를 디스플레이하거나 외부 장치에 전달하기 위한 인터페이스를 구비하는 출력부(140)를 포함할 수 있다. Specifically, the armed separation analysis apparatus 100 includes an input unit 110 for inputting analysis conditions for performing a desired armed separation analysis, a normal mode aerodynamic coefficient related to the pin normal mode and a failure mode related to the pin failure mode An aerodynamic database 120 for storing the aerodynamic coefficient and obtaining and summing these aerodynamic coefficients according to the input analysis conditions to calculate a total aerodynamic coefficient of the armed 10 in accordance with the analysis conditions, An analysis unit 130 for performing armed separation analysis for calculating the separation characteristics of the armed weapon 10 and an output unit 140 having an interface for displaying the result of the armed separation analysis or transmitting the result of the armed separation analysis to an external device .

먼저, 입력부(110)는 사용자가 무장 분리 해석을 수행하기 위한 해석 조건을 입력할 수 있는 부분이다. 이러한 해석 조건으로 핀 정상 모드 및 핀 고장 모드 중 어느 하나가 선택될 수 있으며, 핀 고장 모드의 경우에는 사용자가 무장(10)에 배치된 복수의 핀(14) 중에서 비정상으로 미전개되는 핀(14)을 하나 이상 선택할 수 있다. 아울러, 양 모드 중 어느 하나가 선택되더라도, 입력부(110)는 무장(10)의 자세, 항공기와 무장(10)의 유지 속도, 무장(10)의 회전, 롤링, 피칭(pitching), 무장(10)의 고도 또는 무장(10)이 항공기로부터 분리되는 시점의 고도 등과 같은 해석 조건을 추가적으로 입력받을 수 있다. First, the input unit 110 is a part in which a user can input an analysis condition for performing the armed separation analysis. One of the pin normal mode and the pin failure mode can be selected as the analysis condition. In the case of the pin failure mode, the pin 14 (Fig. 1), which is abnormally unfolded among the plurality of fins 14 arranged in the armament 10, ) Can be selected. In addition, regardless of which one of the two modes is selected, the input unit 110 controls the attitude of the weapon 10, the holding speed of the aircraft and the weapon 10, the rotation of the weapon 10, rolling, pitching, Or altitude of the point at which the armed unit 10 is separated from the aircraft.

공력 데이터베이스부(120)는 핀 정상 모드와 관련된 정상 모드 공력 계수와 핀 고장 모드와 관련된 고장 모드 공력 계수를 저장하여, 입력된 해석 조건에 따라 이들 공력 계수를 획득하여 합산함으로써, 해석 조건에 부합하는 무장(10)의 총 공력 계수를 산출한다. 구체적으로, 총 공력 계수는 하기의 [수학식 1]로 산출될 수 있다. The aerodynamic database 120 stores the normal mode aerodynamic forces associated with the pin normal mode and the failure mode aerodynamic forces associated with the pin failure mode to obtain and sum these aerodynamic forces according to the input analysis conditions, The total aerodynamic coefficient of the armed unit 10 is calculated. Specifically, the total aerodynamic coefficient can be calculated by the following equation (1).

[수학식 1][Equation 1]

C=C_base+ΔC_fin+C_dyn+ΔC_altC = C_base +? C_fin + C_dyn +? C_alt

여기서, C는 총 공력 계수이고, C_base, C_dyn 및 ΔC_alt는 정상 모드 공력 계수를 산출하기 위한 것이고, ΔC_fin는 고장 모드 공력 계수이다. Where C is the total aerodynamic coefficient, C_base, C_dyn and ΔC_alt are for calculating the normal mode aerodynamic coefficient, and ΔC_fin is the failure mode aerodynamic coefficient.

정상 모드 공력 계수를 산출하기 위한 성분인 C_base는 무장(10)의 자세 및 유지 속도과 관련되 무장의 정적 상태의 공력 계수이며, 이 항은 하기 [수학식 2]로 산출될 수 있다. C_base, which is a component for calculating the normal mode aerodynamic coefficient, is an aerodynamic coefficient of the static state related to the posture and the holding speed of the arming 10, and this term can be calculated by the following equation (2).

[수학식 2]&Quot; (2) "

C_base=C_aoa+ΔC_aosC_base = C_aoa + C_aos

이 경우에, C_aoa는 무장의 받음각(angle of attack)에 따른 공력 계수이고, ΔC_aos는 무장의 옆미끄럼각(angle of slideslip; 슬라이드슬립각)에 따른 공력 계수의 증분값이다. 이러한 무장(10)의 정적 상태의 공력 계수는 x축, y축, z축 각각에서의 공력 및 모멘트 중 적어도 하나를 통해 산출될 수 있으며, 정확한 총 공력 계수를 획득할 수 있도록, 실제 비행 테스트에 근사한 풍동시험(wind tunnel test) 방법에 의해 도출될 수 있다. In this case, C_aoa is the aerodynamic coefficient according to the angle of attack of the armed force, and ΔC_aos is the increment of the aerodynamic coefficient according to the angle of slideslip of the armament. The aerodynamic force of the static state of the armament 10 can be calculated through at least one of the aerodynamic forces and moments in each of the x-axis, the y-axis, and the z-axis, And can be derived by an approximate wind tunnel test method.

정상 모드 공력 계수를 산출하기 위한 다른 성분인 C_dyn은 무장의 회전, 롤링(rolling) 및 피칭(pitching)와 관련된 무장(10)의 동적 상태의 공력 계수이고, 또 다른 성분인 ΔC_alt는 무장(10)의 고도 또는 무장(10)이 항공기로부터 분리되는 시점의 고도와 관련된 공력 계수의 증분값이다. 아울러, 무장(10)의 정적 상태의 공력 계수 및 고도와 관련된 공력 계수의 증분값 역시 x축, y축, z축 각각에서의 공력 및 모멘트 중 적어도 하나를 통해 산출될 수 있으며, 무장(10)의 동적 상태의 공력 계수 및 고도에 따른 공력 계수의 증분값은 공력 산출 프로그램인 Missile DATCOM를 통해 산출될 수 있다. The other component C_dyn for calculating the normal mode aerodynamic coefficient is the aerodynamic coefficient of the dynamic state of the armed 10 associated with the rotation, rolling and pitching of the armature, Of the aerodynamic force associated with the elevation of the aircraft or the altitude at which the aircraft 10 is separated from the aircraft. In addition, the aerodynamic coefficient of the static state of the weapon 10 and the increment of the aerodynamic coefficient associated with the altitude may also be calculated through at least one of the aerodynamic forces and moments in each of the x, y, and z axes, The aerodynamic coefficient of the dynamic state of the vehicle and the increment of the aerodynamic coefficient according to the altitude can be calculated through Missile DATCOM which is an aerodynamic calculation program.

고장 모드 공력 계수인 ΔC_fin는 총 공력 계수의 산출시에 정상 모드 공력 계수의 증분값 형태로 구성되도록 공력 데이터베이스부(120)에 저장된다. 고장 모드 동력 계수는 비정상으로 미전개되는 핀(14)의 개수 별로 저장될 수 있으며, 핀 고장 모드가 선택된 경우에만 사용자가 입력한 미전개된 핀(14)의 개수에 상응하는 고장 모드 공력 계수가 총 공력 계수의 산출시에 산입된다. 이에 더하여, 고장 모드 동력 계수는 미전개된 핀(14)의 개수 별로 각각 받음각, 슬라이드슬립각 내지는 빗김각의 다양한 조건에 대응하는 값으로 세분화되어 저장될 수 있다. The failure mode aerodynamic coefficient ΔC_fin is stored in the aerodynamic database unit 120 such that it forms an incremental value of the normal mode aerodynamic coefficient at the time of calculation of the total aerodynamic coefficient. The failure mode power factor can be stored for each number of unfinished and unfolded pins 14, and only if the pin failure mode is selected, the failure mode aerodynamic coefficient corresponding to the number of unfolded pins 14 entered by the user And is included in the calculation of the total aerodynamic coefficient. In addition, the failure mode power coefficient can be subdivided into values corresponding to various conditions such as an angle of attack, a slide slip angle, or a comb angle for each number of unfolded pins 14.

이러한 고장 모드 공력 계수를 산출하는 과정은 도 5 내지 도 8를 참조하여 설명한다. 도 5는 무장의 핀이 비정상으로 미전개된 상태의 핀 고장 모드를 유형 별로 나타낸 개략적인 도면이고, 도 6 내지 도 8은 핀 고장 모드의 유형 별로 산출한 고장 모드 공력 계수를 나타내는 그래프이다. The process of calculating such a failure mode aerodynamic coefficient will be described with reference to FIGS. 5 to 8. FIG. FIG. 5 is a schematic view showing types of pin failure modes in a state in which armed pins are unstructured unfolded, and FIGS. 6 to 8 are graphs showing failure mode aerodynamic forces calculated for each type of pin failure mode.

고장 모드 공력 계수는 도 5에 도시된 바와 같이, 핀 고장 모드의 모든 형상에 대하여 구해져야 한다. 미전개된 핀의 개수에 상응하는 고장 모드 공력 계수는 공력 산출 프로그램, 예컨대 Missile DATCOM을 통해 산출될 수 있다.  The failure mode aerodynamic coefficient should be obtained for all shapes of the pin failure mode, as shown in FIG. The failure mode aerodynamic coefficient corresponding to the number of unfolded pins can be calculated through an aerodynamic calculation program, for example Missile DATCOM.

전술한 Missile DATCOM을 통해 정상 모드 공력 계수의 증분값의 형태로서의 고장 모드 공력을 구하기 위해서는, 도 1에 도시된 무장의 핀(14)이 전부 미전개된 상태의 공력 계수를 미리 획득한 후, 핀 고장 모드에서 미전개된 핀(14)의 수에 따른 전체 공력 계수로부터 전부 미전개된 상태의 공력 계수를 차감함으로써, 순수한 고장 모드 공력 계수를 구할 수 있다. 이와 같이, 고장 모드 공력 계수를 구하는 경우에, 풍동시험 방법과 마찬가지로 받음각과 빗김각 성분을 가질 수 있으며, 그 범위는 -30도~30도이다.To obtain the failure mode aerodynamic force in the form of an incremental value of the normal mode aerodynamic coefficient through the aforementioned Missile DATCOM, the armed pin 14 shown in FIG. A pure failure mode aerodynamic coefficient can be obtained by subtracting the aerodynamic coefficient in the fully unfolded state from the total aerodynamic coefficient according to the number of unfinished fins 14 in the failure mode. Thus, in the case of obtaining the failure mode aerodynamic coefficient, it is possible to have an angle of attack and a comb-like angle component as in the wind tunnel test method, and the range is from -30 to 30 degrees.

이에 의해서 산출된 고장 모드 공력 계수는 도 6 내지 도 8에 도시되며, 도 6 내지 도 8은 각각 비정상으로 미전개된 핀(14)의 개수가 1개, 2개, 3개인 경우이다. 도 6 내지 도 8를 통해 산출된 고장 모드 공력 계수는 x축, y축, z축 각각에서의 공력 및 모멘트를 통해 산출될 수 있고, 이를 반영한 결과로서 도 6 내지 도 8에 기재된 200a, 200b, 200c는 y축의 모멘트인 것으로 나타나고, 210a, 210b, 210c는 y축의 힘(공력)인 것으로 나타나고, 220a, 220b, 220c는 x축의 모멘트인 것으로 나타나고, 230a, 230b, 230c는 x축의 힘인 것으로 나타나고, 240a, 240b, 240c는 z축의 힘인 것으로 나타나고, 250a, 250b, 250c는 z축의 모멘트인 것으로 나타내어진다. 그 결과, 도 6 내지 도 8과 같이 산출된 고장 모드 공력 계수는 미전개된 핀(14)의 개수 별로 공력 데이터베이스부(120)에 테이블화되어 저장될 수 있다. 이와 같이 공력 산출 프로그램을 이용하여 고장 모드 공력 계수를 산출하고 데이터베이스화함으로써, 실제 비행 테스트에 의해 핀 고장 모드의 공력 계수를 획득할 경우에 유발되는 막대한 비용과 테스트 상의 위험을 회피하면서도, 실제 비행 테스트를 통해 획득할 수 있는 정도의 정확한 고장 모드 동력 계수를 무장 분리 해석에 제공할 수 있다. The calculated failure mode aerodynamic coefficient is shown in Figs. 6 to 8, and Figs. 6 to 8 show cases in which the number of unfinished and unfolded fins 14 is 1, 2, and 3, respectively. The failure mode aerodynamic force calculated through FIGS. 6 to 8 can be calculated through aerodynamic forces and moments on the x-axis, the y-axis and the z-axis, respectively. As a result, And 200c are moments of the y-axis, and 210a, 210b and 210c are y-axis forces (aerodynamic forces), and 220a, 220b and 220c are moments of the x-axis, and 230a, 230b and 230c are forces of the x- 240a, 240b, and 240c are shown to be forces in the z-axis, and 250a, 250b, and 250c are shown to be moments in the z-axis. As a result, the failure mode aerodynamic coefficient calculated as shown in FIGS. 6 to 8 can be tabulated and stored in the aerodynamic database unit 120 by the number of the unfolded pins 14. Thus, by calculating the failure mode aerodynamic coefficient using the aerodynamic force calculation program and making it into a database, it is possible to prevent the enormous expense and the risk of test caused when the aerodynamic force of the pin failure mode is acquired by the actual flight test, Can provide the accurate failure mode power factor to the armed separation analysis.

해석부(130)는 입력된 해석 조건에 따라 정상 모드 공력 계수를 단독으로 공력 데이터베이스부(120)로부터 획득할지 혹은 정상 모드 공력 및 고장 모드 공력 계수 전부를 획득할지를 결정하고, 획득된 공력 계수에 의해 산출된 총 공력 계수에 근거하여, 입력된 해석 조건에 따른 무장 분리 해석을 수행한다. 이러한 무장 분리 해석은 다양한 해석 프로그램을 이용할 수 있으며, 예컨대 6DOF 해석이 가능한 AnySep2를 이용할 수 있다. AnySep2는 기존 무장 뿐만 아니라, 제어법칙과 조종면을 가진 유도무장의 분리까지도 해석이 가능한 프로그램이다. The analysis unit 130 determines whether to obtain the normal mode aerodynamic coefficient from the aerodynamic database unit 120 alone or to acquire all of the normal mode aerodynamic force and the failure mode aerodynamic coefficient according to the input analysis condition, Based on the calculated total aerodynamic coefficient, armed segregation analysis is performed according to the input analysis conditions. Such an armed separation analysis can use various analysis programs, for example, AnySep2 capable of 6 DOF analysis. AnySep2 is a program that can analyze not only existing armament, but also the separation of control law and guided weapon with control surface.

해석부(130)는 무장 분리 해석 결과, 분리되는 무장의 위치와 자세 뿐만 아니라, 항공기와 분리되는 무장 간의 시간에 따라 산출되는 최소 거리(miss distance)를 도출할 수 있다. As a result of the armed separation analysis, the analysis unit 130 can derive a miss distance that is calculated according to the time between the aircraft and the isolated armed not only the position and the posture of the armed armed to be separated.

출력부(140)는 도출된 무장 분리 해석 결과를 디스플레이하거나, 이에 근거하여 추가적인 해석 결과를 산출하는 외부 장치에 무장 분리 해석 결과를 제공할 수 있다. 외부 장치에 제공되는 경우에, 출력부(140)는 무장 분리 해석 결과를 전송할 수 있는 인터페이스를 구비할 수 있다. The output unit 140 may display the result of the armed separation analysis or may provide a result of armed separation analysis to an external apparatus that calculates an additional analysis result based thereon. When provided to an external apparatus, the output unit 140 may have an interface capable of transmitting a result of the armed separation analysis.

이하에서는, 도 3 및 도 4를 참조하여, 무장 분리 해석 장치(100)에 의해 수행되는 본 발명의 일 실시예에 따른 무장 분리 해석 방법에 대하여 상세하게 설명하기로 한다. 도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 무장 분리 해석 방법에 관한 순서도이다.Hereinafter, with reference to FIG. 3 and FIG. 4, a detailed description will be given of a method of arming and separating analysis performed by the armed separation analyzing apparatus 100 according to an embodiment of the present invention. 4 is a flowchart illustrating a method of arming and isolating analysis according to an embodiment of the present invention.

먼저, 사용자는 입력부(110)를 통해 무장 분리 해석을 위한 해석 조건을 입력한다(S200). 구체적으로, 사용자는 해석 조건으로서, 항공기로부터 분리되는 일반적인 무장, 유도 무장 등과 같은 무장의 종류, 자세, 항공기와 무장(10)의 유지 속도, 무장(10)의 회전, 롤링, 피칭(pitching), 무장(10)의 고도 또는 무장(10)이 항공기로부터 분리되는 시점의 고도 등을 입력할 수 있다. 또한, 사용자는 무장(10)의 분리에 있어서 핀(14)이 전부 정상으로 전개되는 핀 정상 모드 및 핀(14)의 일부가 비정상으로 미전개되는 핀 고장 모드를 선택할 수 있으며, 핀 고장 모드의 경우에는 사용자가 무장(10)에 특정 위치에 배치된 핀(14)을 하나 이상 선택하여 입력할 수 있다. First, the user inputs an analysis condition for the armed separation analysis through the input unit 110 (S200). Specifically, the user can select, as interpretation conditions, the type of armament, posture, maintenance rate of the aircraft and arming 10, rotation of the armed 10, rolling, pitching, The altitude of the armed unit 10 or the altitude at which the armed unit 10 is separated from the aircraft, and the like. In addition, the user can select a pin normal mode in which all the pins 14 are normally deployed and a pin failure mode in which a part of the pins 14 are unfolded in the separation of the armature 10, The user can select one or more pins 14 disposed at specific positions in the weapon 10 and input them.

입력부(110)를 통해 핀 정상 모드가 입력된 경우(S210), 해석부(130)는 공력 데이터베이스부(120)에 해석 조건으로 핀 고장 모드가 입력된 것을 통지하고, 공력 데이터베이스부(120)는 정상 모드 공력 계수만을 획득하여 총 공력 계수를 산출한다(S230). 정상 모드 공력 계수는 해석 조건에 상응하는 무장의 정적 상태의 공력 계수(C_base), 무장의 동적 상태의 공력 계수(C_dyn) 및 고도에 따른 공력 계수의 증분값(ΔC_alt)를 이용하여 획득될 수 있으며, 정상 모드 공력 계수를 산출하기 위한 전술한 성분은 본 발명의 일 실시예에 따른 무장 분리 해석 장치에서 설명한 바와 동일하므로, 상세한 설명은 생략한다. When the pin normal mode is inputted through the input unit 110 at step S210, the analysis unit 130 notifies the aerodynamic database unit 120 that the pin failure mode is input as the analysis condition, and the aerodynamic database unit 120 Only the normal mode aerodynamic coefficient is obtained and the total aerodynamic coefficient is calculated (S230). The normal mode aerodynamic coefficient can be obtained using an aerodynamic coefficient (C_base) of the static state of the armature corresponding to the analysis condition, an aerodynamic coefficient (C_dyn) of the dynamic state of the armament and an increment value (C_alt) of the aerodynamic coefficient according to altitude , The above-described components for calculating the normal mode aerodynamic coefficient are the same as those described in the armed separation analyzing apparatus according to the embodiment of the present invention, and a detailed description thereof will be omitted.

이어서, 해석부(130)는 산출된 총 공력 계수에 근거하여, 핀 정상 모드에서의 무장 분리와 관련된 특성을 산출하는 무장 분리 해석을 수행한다(S240). 이러한 무장 분리 해석은 다양한 해석 프로그램을 이용할 수 있으며, 예컨대 6DOF 해석이 가능한 AnySep2를 이용할 수 있다. 해석부(130)는 무장 분리 해석을 수행함으로써, 분리되는 무장의 위치와 자세 뿐만 아니라, 항공기와 분리되는 무장 간의 시간에 따라 산출되는 최소 거리를 도출하고, 그 결과를 출력부(140)로 제공할 수 있다. Then, the analysis unit 130 performs armed separation analysis to calculate characteristics related to armed separation in the pin normal mode based on the calculated total aerodynamic coefficient (S240). Such an armed separation analysis can use various analysis programs, for example, AnySep2 capable of 6 DOF analysis. The analysis unit 130 derives the minimum distance calculated according to the time between the armed forces separated from the aircraft as well as the position and the attitude of the armed arms to be separated by performing the armed separation analysis and provides the result to the output unit 140 can do.

한편, 입력부(110)를 통해 핀 정상 모드가 아닌 것으로 입력된 경우, 즉 핀 고장 모드로 입력된 경우(S210), 해석부(130)는 공력 데이터베이스부(120)에 해석 조건으로 핀 고장 모드가 입력된 것을 통지함과 동시에, 사용자가 입력한 미전개된 핀(14)의 위치와 개수에 관한 정보도 송신하여, 공력 데이터베이스부(120)는 핀 고장 모드의 유형별로 저장된 고장 모드 동력 계수 중에서, 미전개된 핀(14)의 위치와 개수에 상응하는 고장 모드 동력 계수를 추출하여 획득한다(S250). 고장 모드 동력 계수로 저장된 데이터에 대해서는 본발명의 일 실시예에 따른 무장 분리 해석 장치에서 설명한 바와 동일하므로, 상세한 설명은 생략한다. If the pin failure mode is input through the input unit 110, that is, if the pin failure mode is input (S210), the analysis unit 130 outputs a pin failure mode as an analysis condition to the aerodynamic database unit 120 And the information on the position and the number of the unfolded pins 14 inputted by the user is also transmitted so that the aerodynamic database unit 120 stores information on the position and number of unfinished pins 14 among the failure mode power coefficients stored for each type of pin failure mode, The failure mode power coefficient corresponding to the position and the number of the unfolded pins 14 is extracted and acquired (S250). The data stored in the failure mode power coefficient are the same as those described in the arming / separation analyzing apparatus according to the embodiment of the present invention, and a detailed description thereof will be omitted.

다음으로, 공력 데이터베이스부(120)는 정상 모드 공력 계수 및 증분값의 형태로 추출한 고장 모드 공력 계수를 합하여 총 공력 계수를 산출한다(S260). Next, the aerodynamic database unit 120 calculates a total aerodynamic coefficient by adding the failure mode aerodynamic coefficient extracted in the form of the normal mode aerodynamic coefficient and the increment value (S260).

이어서, 해석부(130)는 산출된 총 공력 계수에 근거하여, 핀 고장 모드에서의 무장 분리 해석을 수행한다(S270). 무장 분리 해석에 관해서는 도 4의 S240 단계에서 설명한 바와 실질적으로 동일하므로, 상세한 설명은 생략한다. Then, the analysis unit 130 performs the armed separation analysis in the pin failure mode based on the calculated total aerodynamic coefficient (S270). The armed separation analysis is substantially the same as that described in step S240 of FIG. 4, and therefore, a detailed description thereof will be omitted.

본 발명의 일 실시예에 따른 무장 분리 해석 장치를 이용한 해석 방법에 의하면, 풍동시험 방법과 같은 실제 비행 테스트에 근사한 해석 방법에 의하지 않더라도, 무장의 핀 고장 모드에 따른 공력 계수를 핀 정상 모드의 증분값의 형태로 획득하여 데이터베이스화하고, 핀 고장 모드에 관한 무장 분리 해석이 필요한 경우에, 데이테베이스에 저장된 핀 고장 모드의 공력 계수를 무장의 총 공력 계수에 반영함으로써, 실제 비행 테스트에 근사한 해석 방법에 준하는 정확한 무장 분리 해석이 수행될 수 있다. 또한, 핀 고장 모드의 모든 유형에 대한 공력 계수를 실제 비행 테스트에 의할 경우에 유발되는 막대한 비용과 테스트 상의 위험을 현저히 감소시킬 수 있다. According to the analysis method using the armed segregation analysis apparatus according to the embodiment of the present invention, the aerodynamic coefficient according to the failure mode of the armed pin can be increased by the increment of the pin normal mode Values are taken into a database and the armed segregation analysis of the pin failure mode is required, by reflecting the aerodynamic coefficient of the pin failure mode stored in the database to the total aerodynamic coefficient of the arsenal, A precise armed segregation analysis in accordance with the method can be performed. In addition, the aerodynamic coefficient for all types of pin failure modes can significantly reduce the significant cost and test risks associated with actual flight testing.

상술한 효과를 뒷받침하는 근거 데이터는 도 9를 통해 확인할 수 있다. 도 9는 핀 정상 모드의 경우에 본 발명의 일 실시예의 해석 방법 및 종래의 풍동시험 방법에 적용된 받음각에 대한 공력을 비교한 그래프이다.도 9에서 300a, 310a, 320a는 본 발명의 실시예인 해석 방법에서 이용된 공력 데이터베이스부(120)에 따른 결과이고, 300a, 310a 320a는 각각 슬라이드슬립각(angle of slideslip)이 -20도, 0도, 10도인 경우이다, 또한, 300b, 310b, 320b는 종래의 풍동시험 방법에 따른 결과이고, 300b, 310b 320b는 각각 슬라이드슬립각이 -20도, 0도, 10도인 경우이다, Basis data supporting the above effect can be confirmed through FIG. 9 is a graph comparing an aerodynamic force with respect to an angle of attack applied to an analysis method of an embodiment of the present invention and a conventional wind tunnel test method in the case of the pin normal mode. In FIG. 9, 300a, 310a, And 300a and 310a and 320a are the results when the angle of slideslip is -20 degrees, 0 degrees, and 10 degrees, respectively, and 300b, 310b, and 320b are the results according to the aerodynamic database 120 used in the method And 300b, 310b and 320b are the results of the conventional wind tunnel test method, respectively, when the slide slip angles are -20 degrees, 0 degrees, and 10 degrees, respectively.

도 9에 나타난 본 발명의 실시예에 따른 공력 데이터베이스부(120)에서의 정상 모드 공력 계수의 성분은 공력 산출 프로그램인 Missile DATCOM을 통해 산출되었다. 도 9에서 알 수 있듯이, 핀 정상 모드에서의 본 발명의 실시예에 의한 결과와 종래의 풍동시험 방법에 의한 결과는 매우 유사한 경향성을 갖는 바, 본 발명의 실시예에 따른 해석 장치 및 방법이 실제 비행 테스트에 준하는 결과와 근접한 신뢰성을 가짐을 알 수 있다. The component of the normal mode aerodynamic coefficient in the aerodynamic database 120 according to the embodiment of the present invention shown in FIG. 9 is calculated through the missile DATCOM, which is an aerodynamic calculation program. As can be seen from FIG. 9, the results of the embodiments of the present invention in the pin normal mode and the results of the conventional wind tunnel test method are very similar, and the analysis apparatus and method according to the embodiment of the present invention It can be seen that the reliability is close to that of the flight test result.

한편, 본 발명의 실시예에 따른 해석 방법을 핀 고장 모드에 실제 적용하는 예를 도 10 및 도 11에서 예시하고 있다. 도 10은 핀 정상 모드와 핀 고장 모드 별로 무장의 투하 과정을 나타내는 도면이고, 도 11은 본 발명의 일 실시예에 따른 무장 분리 해석 방법에 의해 산출된 핀 정상 모드의 최소 거리(miss distance)와 핀 고장 모드 별 최소 거리를 나타내는 그래프이다. An example in which the analysis method according to the embodiment of the present invention is actually applied to the pin failure mode is illustrated in FIGS. 10 and 11. FIG. FIG. 10 is a diagram illustrating a process of releasing a weapon according to a pin normal mode and a pin failure mode, FIG. 11 is a view showing a relationship between a minus distance of a pin normal mode calculated by the armed separation analysis method according to an embodiment of the present invention, This is a graph showing the minimum distance per pin failure mode.

도 10에서 항공기(20)로부터 "22"는 핀이 전부 전개된 핀 정상 모드에서의 핀 형상을 나타낸 것이며, "24"는 핀이 하나만 전개된 핀 고장 모드에서의 핀 형상을 나타낸 것이고, 도 10에 도시된 핀 정상 및 고장 모드에 대한 해석을 위해서 AnySep2 해석 프로그램이 이용되었다. In Fig. 10, "22" from the aircraft 20 represents the pin shape in the pin normal mode in which the fins are fully developed, "24" represents the pin shape in the pin failure mode in which only one pin is developed, The AnySep2 analysis program was used to analyze the pin normal and failure modes shown in Fig.

각 모드에 따른 해석 결과인 최소 거리는 도 11에 도시된 바와 같이, 미전개된 핀 개수 별로 나타나는 핀 고장 모드의 모든 유형이 핀 정상 모드와 큰 차이가 없음을 알 수 있으며, 이를 통해 도 10에 도시된 무장(10)이 핀 고장 모드로 분리되더라도, 무장(10)이 항공기(20)로부터 분리될 수 있다고 예측할 수 있다. As shown in FIG. 11, the minimum distance as a result of analysis according to each mode shows that all the types of pin failure modes, which are shown by the number of unfolded pins, do not greatly differ from the pin normal mode. It is possible to predict that the arming 10 can be separated from the aircraft 20 even if the armed weapon 10 is separated into the pin failure mode.

한편, 본 실시예에 따른 무장 분리 해석 방법을 수행하기 위한 프로그램은 무장 분리 해석 장치(100)의 메모리에 일체화된 프로그램으로 저장될 수 있고, CPU 등에 의해 판독되어 상술한 무장 분리 해석 방법을 수행할 수 있다. Meanwhile, the program for performing the armed separation analysis method according to the present embodiment may be stored as a program integrated in the memory of the armed separation analysis apparatus 100, and may be read by a CPU or the like to perform the armed separation analysis method .

또한, 본 실시예에서는 무장 분리 해석 장치에 상기 프로그램이 저장된 형태를 상정하여 기술하고 있으나, 본 실시예에 따른 해석 방법을 수행하기 위한 상기 프로그램은 반드시 메모리에 저장되어 있을 필요는 없고, CD-ROM 등의 기억 매체에 기억된 이 프로그램을, 컴퓨터가 판독하여 실행하도록 할 수도 있다. 또한, 공중(公衆) 회선, 인터넷, LAN(Local Area Network), WAN(Wide Area Network) 등을 통하여 무장 분리 해석 장치(100)에 접속되는 다른 컴퓨터(또는 서버) 등에 이 프로그램을 기억시켜 두고, 무장 분리 해석 장치(100)가 이들로부터 프로그램을 판독하여 실행하도록 할 수도 있다.In the present embodiment, the program is stored in the armed separation analysis apparatus. However, the program for performing the analysis method according to the present embodiment is not necessarily stored in the memory, Or the like can be read and executed by a computer. The program may be stored in another computer (or server) connected to the armed separation analysis apparatus 100 via a public line, the Internet, a LAN (Local Area Network), a WAN (Wide Area Network) And the armed separation analysis apparatus 100 may read and execute the program therefrom.

이상에서 대표적인 실시예를 통하여 본 발명에 대하여 상세하게 설명하였으나, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자는 상술한 실시예에 대하여 본 발명의 범주에서 벗어나지 않는 한도 내에서 다양한 변형이 가능함을 이해할 것이다. 그러므로 본 발명의 권리 범위는 설명된 실시예에 국한되어 정해져서는 안 되며, 후술하는 특허청구범위뿐만 아니라 이 특허청구범위와 균등 개념으로부터 도출되는 모든 변경 또는 변형된 형태에 의하여 정해져야 한다.While the present invention has been particularly shown and described with reference to exemplary embodiments thereof, it is clearly understood that the same is by way of illustration and example only and is not to be taken by way of limitation, I will understand. Therefore, the scope of the present invention should not be limited to the above-described embodiments, but should be determined by all changes or modifications derived from the scope of the appended claims and the appended claims.

100: 무장 분리 해석 장치 110: 입력부
120: 공력 데이터베이스부 130: 해석부
140: 출력부 100: armed separation analyzer 110: input part
120: aerodynamic force database part 130:
140:

Claims (9)

복수의 핀을 갖는 무장이 항공기로부터 분리됨에 있어서, 상기 복수의 핀이 전부 정상으로 전개되어(deployed) 상기 무장이 상기 항공기로부터 분리되는 경우의 총 공력 계수를 산출하기 위한 정상 모드 공력 계수와 아울러서, 상기 복수의 핀 중 적어도 하나가 비정상으로 미전개되어 상기 무장이 상기 항공기로부터 분리되는 경우의 총 공력 계수를 산출하기 위해, 상기 정상 모드 공력 계수의 증분값의 형태로 구성되는 고장 모드 공력 계수를 저장하는 공력 데이터베이스부; 및
상기 정상 모드 공력 계수 및 상기 고장 모드 공력 계수에 의해 산출된 상기 총 공력 계수에 근거하여, 상기 무장의 분리와 관련된 특성을 산출하는 무장 분리 해석을 수행하는 해석부를 포함하는 무장 분리 해석 장치. In which a plurality of pins are separated from an aircraft and a normal mode aerodynamic coefficient for calculating a total aerodynamic coefficient when all of the plurality of pins are deployed and separated from the aircraft, A failure mode aerodynamic coefficient configured in the form of an increment of the normal mode aerodynamic coefficient is stored to calculate a total aerodynamic coefficient when at least one of the plurality of pins is unstructured and unarmed and the armed forces are separated from the aircraft An aerodynamic database section; And
And an analysis section that performs armed separation analysis that calculates characteristics related to the separation of the armed forces based on the normal aerodynamic coefficient and the total aerodynamic coefficient calculated by the failure mode aerodynamic coefficient. 제 1 항에 있어서,
상기 공력 데이터베이스부는 상기 정상 모드 공력 계수와 상기 고장 모드 공력 계수의 합으로서 상기 총 공력 계수를 산출하되, 상기 총 공력 계수는 하기 수학식 (1)로 산출되는 무장 분리 해석 장치.
[수학식 1]
C=C_base+ΔC_fin+C_dyn+ΔC_alt
(여기서, C는 총 공력 계수이며, C_base는 상기 정상 모드 공력 계수를 산출하기 위한 것으로서, 상기 무장의 정적 상태의 공력 계수이며, ΔC_fin는 상기 고장 모드 공력 계수이며, C_dyn는 상기 정상 모드 공력 계수를 산출하기 위한 것으로서, 상기 무장의 동적 상태의 공력 계수이며, ΔC_alt는 상기 정상 모드 공력 계수를 산출하기 위한 것으로서, 상기 무장의 고도 또는 상기 무장이 상기 항공기로부터 분리되는 시점의 고도와 관련된 공력 계수의 증분값이고, 상기 무장의 정적 상태는 상기 무장의 자세 및 유지 속도와 관련된 상태이며, 상기 무장의 동적 상태는 상기 무장의 회전, 롤링(rolling) 및 피칭(pitching)과 관련된 상태임)The method according to claim 1,
Wherein the aerodynamic database unit calculates the total aerodynamic coefficient as a sum of the normal mode aerodynamic coefficient and the failure mode aerodynamic coefficient, and the total aerodynamic coefficient is calculated by the following equation (1).
[Equation 1]
C = C_base +? C_fin + C_dyn +? C_alt
Where C is the total aerodynamic coefficient, C_base is for calculating the normal mode aerodynamic coefficient, is the aerodynamic coefficient of the armed state, ΔC_fin is the failure mode aerodynamic coefficient, C_dyn is the normal mode aerodynamic coefficient, Wherein A_C_alt is for calculating the normal mode aerodynamic coefficient and wherein the altitude of the armed force or the increment of the aerodynamic coefficient associated with the altitude at which the armed forces are separated from the aircraft Wherein the static state of the armed state is a state associated with the attitude and the holding speed of the armed state and the dynamic state of the armed state is associated with rotation, rolling and pitching of the armed state) 제 2 항에 있어서,
상기 무장의 정적 상태의 공력 계수는 하기 수학식 (2)로 산출되는 무장 분리 해석 장치.
[수학식 2]
C_base=C_aoa+ΔC_aos
(여기서, C_aoa는 상기 무장의 받음각(angle of attack)에 따른 공력 계수이고, ΔC_aos는 상기 무장의 옆미끄럼각(angle of slideslip)에 따른 공력 계수의 증분값임)3. The method of claim 2,
Wherein the aerodynamic coefficient in the static state of the armament is calculated by the following equation (2).
&Quot; (2) "
C_base = C_aoa + C_aos
(Where C_aoa is the aerodynamic coefficient according to the angle of attack of the armed force, and [Delta] C_aos is the incremental value of the aerodynamic coefficient according to the angle of slideslip of the armed force) 제 2 항에 있어서,
상기 무장의 정적 상태의 공력 계수(C_base), 상기 고장 모드 공력 계수(ΔC_fin), 상기 무장의 동적 상태의 공력 계수(C_dyn) 및 상기 고도에 따른 공력 계수(ΔC_alt)는 x축, y축, z축 각각에서의 공력 및 모멘트 중 적어도 하나를 통해 산출되는 무장 분리 해석 장치. 3. The method of claim 2,
The aerodynamic coefficient (C_base), the failure mode aerodynamic coefficient (? C_fin), the aerodynamic force (C_dyn) of the dynamic state of the armed forces and the aerodynamic coefficient (? C_alt) Wherein the arithmetic mean is calculated through at least one of an aerodynamic force and a moment at each of the axes. 제 2 항에 있어서,
상기 무장의 정적 상태의 공력 계수(C_base)는 풍동시험(wind tunnel test)에 의해 획득된 데이터로서의 공력 계수인 무장 분리 해석 장치.3. The method of claim 2,
Wherein the aerodynamic coefficient (C_base) of the static state of the armature is an aerodynamic coefficient as data obtained by a wind tunnel test. 제 1 항에 있어서,
상기 고장 모드 공력 계수는 상기 복수의 핀 중 비정상적으로 미전개된 핀의 개수 별로 저장되는 무장 분리 해석 장치. The method according to claim 1,
Wherein the failure mode aerodynamic coefficient is stored for each number of abnormally unfolded pins among the plurality of fins. 제 1 항에 있어서,
사용자가 상기 무장 분리 해석을 위한 해석 조건을 입력하는 입력부를 더 포함하되,
상기 입력부를 통해 상기 복수의 핀 중 적어도 하나가 비정상으로 미전개되는 해석 조건이 입력되는 경우에, 상기 공력 데이터베이스부는 상기 비정상으로 미전개된 핀의 개수에 상응하는 상기 고장 모드 공력 계수를 획득하여 상기 총 공력 계수의 산출시에 산입하는 무장 분리 해석 장치. The method according to claim 1,
Further comprising an input unit for allowing a user to input an analysis condition for the armed separation analysis,
Wherein when an analysis condition in which at least one of the plurality of pins is unstructured is input through the input unit, the aerodynamic database unit obtains the failure mode aerodynamic coefficient corresponding to the number of unstructured pins, An armed separation analyzer that is included in the calculation of the total aerodynamic coefficient. 제 1 항에 있어서,
상기 무장 분리 해석은 상기 항공기와 분리되는 상기 무장 간의 시간에 따른 최소 거리(miss distance)를 산출하는 것을 포함하는 무장 분리 해석 장치. The method according to claim 1,
Wherein the armed separation analysis includes calculating a miss distance with respect to time between the armed forces separated from the aircraft. 복수의 핀을 갖는 무장이 항공기로부터 분리됨에 있어서, 복수의 핀 중 적어도 하나가 비정상으로 미전개되어 상기 무장이 상기 항공기로부터 분리되는 해석 조건을 입력하는 입력 단계;
상기 복수의 핀이 전부 정상으로 전개되어(deployed) 상기 무장이 상기 항공기로부터 분리되는 경우의 총 공력 계수를 산출하기 위한 정상 모드 공력 계수와 아울러서, 상기 복수의 핀 중 적어도 하나가 비정상으로 미전개되어 상기 무장이 상기 항공기로부터 분리되는 경우의 총 공력 계수를 산출하기 위해, 상기 정상 모드의 공력 계수의 증분값의 형태로 구성되는 고장 모드 공력 계수를 저장하는 공력 데이터베이스부로부터, 상기 정상 모드 공력 계수와 상기 고장 모드 공력 계수의 합으로서 총 공력 계수를 산출하는 단계; 및
상기 총 공력 계수에 근거하여, 상기 무장의 분리와 관련된 특성을 산출하는 무장 분리 해석을 수행하는 해석 단계를 포함하는 무장 분리 해석 방법.


An input step in which an arming with a plurality of pins is separated from the aircraft, wherein at least one of the plurality of pins is abnormally unfolded and the arming is separated from the aircraft;
Wherein at least one of the plurality of pins is unfolded unsteadily with a normal mode aerodynamic coefficient for calculating a total aerodynamic coefficient when all of the plurality of pins are normally deployed and the armed is separated from the aircraft From an aerodynamic database that stores a failure mode aerodynamic coefficient in the form of an increment of the aerodynamic coefficient of the normal mode to calculate a total aerodynamic coefficient when the armed is separated from the aircraft, Calculating a total aerodynamic coefficient as a sum of the failure mode aerodynamic coefficients; And
And performing an armed separation analysis to calculate characteristics related to the arming of the armed unit based on the total aerodynamic coefficient.


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KR20160036369A (en) * 2014-09-25 2016-04-04 국방과학연구소 Aerodynamic Modeling Method for the Interaction Between Free Stream and Side Jet for Body Alone Configuration

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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20160036369A (en) * 2014-09-25 2016-04-04 국방과학연구소 Aerodynamic Modeling Method for the Interaction Between Free Stream and Side Jet for Body Alone Configuration
KR101667596B1 (en) 2014-09-25 2016-10-19 국방과학연구소 Aerodynamic Modeling Method for the Interaction Between Free Stream and Side Jet for Body Alone Configuration
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