KR102231030B1 - Method for predicting the deployment performance of a inclined forward folding wing - Google Patents

Method for predicting the deployment performance of a inclined forward folding wing Download PDF

Info

Publication number
KR102231030B1
KR102231030B1 KR1020190136806A KR20190136806A KR102231030B1 KR 102231030 B1 KR102231030 B1 KR 102231030B1 KR 1020190136806 A KR1020190136806 A KR 1020190136806A KR 20190136806 A KR20190136806 A KR 20190136806A KR 102231030 B1 KR102231030 B1 KR 102231030B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
moment
wing
axis
folding blade
predicting
Prior art date
Application number
KR1020190136806A
Other languages
Korean (ko)
Inventor
박진석
고범용
이영준
이영환
Original Assignee
국방과학연구소
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 국방과학연구소 filed Critical 국방과학연구소
Priority to KR1020190136806A priority Critical patent/KR102231030B1/en
Application granted granted Critical
Publication of KR102231030B1 publication Critical patent/KR102231030B1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41B—WEAPONS FOR PROJECTING MISSILES WITHOUT USE OF EXPLOSIVE OR COMBUSTIBLE PROPELLANT CHARGE; WEAPONS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F41B7/00—Spring guns
    • F41B7/006—Adaptations for feeding or loading missiles from magazines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/56—Folding or collapsing to reduce overall dimensions of aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/02—Stabilising arrangements
    • F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control

Abstract

The present invention relates to a method for predicting an unfolding performance of an inclined forward folding wing. According to an embodiment of the present invention, the method for predicting the unfolding performance of the inclined forward folding wing, which comprises: a flying body; a forward folding wing which is rotatable against the flying body, and which is able to switch between a folded status and an unfolded status; a rotary shaft placed on an outer surface of the flying body to rotate the forward folding wing; and an unfolding apparatus which generates a moment for rotating the forward folding wing around the rotary shaft. The method for predicting the unfolding performance of the inclined forward folding wing can comprise: a step of inputting an initial wing unfolding angle of the forward folding wing; a step of calculating an aerodynamic moment applied to the forward folding wing; a step of calculating a moment applied by the unfolding apparatus to the forward folding wing, and a friction moment generated between the rotary shaft and the forward folding wing; a step of calculating a moment by an inertial force applied to the forward folding wing; and a step of interpreting an equation of motion and renewing the unfolding angle of the forward folding wing based on the aerodynamic moment, the moment applied by the unfolding apparatus to the forward folding wing, the friction moment, and the moment by the inertial force. The present invention aims to provide a method for predicting the unfolding performance of the forward folding wing, which is able to improve the operation range of a guided missile.

Description

경사진 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법{METHOD FOR PREDICTING THE DEPLOYMENT PERFORMANCE OF A INCLINED FORWARD FOLDING WING}How to predict the deployment performance of an inclined front folding wing {METHOD FOR PREDICTING THE DEPLOYMENT PERFORMANCE OF A INCLINED FORWARD FOLDING WING}

아래의 설명은 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법에 관한 것이다.The description below relates to a method of predicting the deployment performance of the front folding blade.

발사관에 장입하는 유도탄은, 날개가 접힌 상태로 보관되다가 발사 시 날개가 전개되어 비행한다. 접혀진 날개는 전개 장치에 의한 모멘트와 바람에 의한 힘과 기타 작용하는 외력의 합에 의해 전개되는데, 바람 등의 외력이 전개를 방해할 수 있다. 그러므로, 발사 조건에 따라 날개 전개 성능을 예측하고, 이에 맞게 날개 전개 장치를 설계할 수 있어야 한다.Guided missiles loaded into the launch tube are stored with their wings folded, and when fired, their wings are deployed to fly. The folded wing is deployed by the sum of the moment from the deployment device, the force from the wind, and other external forces, and external forces such as wind may hinder the deployment. Therefore, it is necessary to predict the wing deployment performance according to the firing conditions, and to design the wing deployment device accordingly.

기존에 널리 사용되는 날개 전개 방식은 날개 전개 축이 유도탄 동체 축에 수직하여 잭나이프와 같은 방식으로 전개되거나, 유도탄 동체 축과 날개 축이 평행하게 구비되어 날개를 전개시키는 방식으로 전개되었다. 전자는 주로 유도탄이 가속에 의한 관성력의 영향을 받으며, 후자는 공력의 영향을 주로 받는다. 이러한 방식들은 유도탄을 고려한 날개의 전개 운동이 2차원으로 표시될 수 있어서, 비교적으로 직관적이며, 이들에 대한 전개 성능 해석 알고리즘이 연구되었다.Existing widely used wing deployment methods have been deployed in such a way that the wing deployment axis is perpendicular to the axis of the missile body and is deployed in the same way as a jackknife, or the wing is deployed in parallel with the axis of the missile body and the wing. The former is mainly affected by the inertial force caused by acceleration of the guided missile, and the latter is mainly affected by the aerodynamic force. These methods are relatively intuitive because the spreading motion of the wing considering the guided missile can be displayed in two dimensions, and the deployment performance analysis algorithm for them is studied.

그러나, 최근 개발된 전방 접힘 날개는, 전술한 2개의 날개 전개 방식이 혼합된 형태로, 날개 전개 운동이 3차원으로 구현된다는 점에서, 기존 방식과 차이가 있다. 날개 전개 축이 비행체 축에 경사져 있기 때문에, 전방 접힘 날개는 관성력과 공력의 영향을 모두 받는다. 이와 같이 기존의 날개 전개 방식보다 운동과 역학이 복잡해져서 기존에 개발된 알고리즘으로 경사진 전방 접힘 날개의 성능을 분석하지 못한다. 따라서, 전방 접힘 날개의 전개 성능을 분석하기 위한 기술이 요구되는 실정이다.However, the recently developed front folding blade differs from the conventional method in that the wing deployment movement is implemented in three dimensions in a form in which the two wing deployment methods described above are mixed. Since the wing deployment axis is inclined to the vehicle axis, the forward-folding wing is affected by both inertia and aerodynamic forces. As described above, the motion and dynamics are more complex than the conventional wing deployment method, so the performance of the inclined front folded wing cannot be analyzed with the previously developed algorithm. Therefore, there is a need for a technique for analyzing the deployment performance of the front folding blade.

일 실시 예의 목적은, 다양한 발사 조건에서 경사진 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측할 수 있는 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법을 제공하는 것이다.An object of an embodiment is to provide a method of predicting the deployment performance of a front folded wing capable of predicting the deployment performance of an inclined front folded wing under various firing conditions.

또한, 일 실시 예의 목적은, 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법을 통해, 전방 접힘 날개가 안정적으로 전개될 수 있는 발사 조건을 분석하여, 안정적인 유도탄 발사를 가능하게 하고, 전방 접힘 날개 형상과 날개 전개 장치를 개선하여 유도탄의 운용 범위를 향상시키는 것이다.In addition, the object of an embodiment is to analyze the firing conditions in which the front folded wing can be stably deployed, through a method of predicting the deployment performance of the front folded wing, to enable a stable guided missile launch, and the shape of the front folded wing and By improving the wing deployment device, the range of operation of guided missiles is improved.

일 실시 예에 따른 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법은, 비행 바디와, 상기 비행 바디에 대해 회전 가능하고, 접힌 상태 및 전개 상태 사이에서 상태 전환 가능한 전방 접힘 날개와, 상기 비행 바디의 외표면에 마련되고 상기 전방 접힘 날개를 회전시키기 위한 회전축과, 상기 회전축을 중심으로 상기 전방 접힘 날개를 회전시키기 위한 모멘트를 발생시키는 전개장치를 포함하는 비행체의 상기 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법에 있어서, 상기 전방 접힘 날개의 초기 날개 전개각을 입력하는 단계; 상기 전방 접힘 날개에 인가되는 공력 모멘트를 계산하는 단계; 상기 전개장치가 상기 전방 접힘 날개에 인가하는 모멘트와, 상기 회전축 및 상기 전방 접힘 날개 사이에서 발생되는 마찰 모멘트를 계산하는 단계; 상기 전방 접힘 날개에 인가되는 관성력에 의한 모멘트를 계산하는 단계; 및 상기 공력 모멘트, 상기 전개장치가 상기 전방 접힘 날개에 인가하는 모멘트, 상기 마찰 모멘트 및 상기 관성력에 의한 모멘트에 기초하여, 운동 방정식을 해석하여 상기 전방 접힘 날개의 전개각을 갱신하는 단계를 포함할 수 있다.A method of predicting the deployment performance of a front folded wing according to an embodiment includes a flight body, a front folded wing that is rotatable with respect to the flight body, and a state switchable between a folded state and a deployed state, and the outside of the flight body. A method for predicting the deployment performance of the front folded wing of an aircraft comprising a rotation shaft provided on a surface and for rotating the front folded wing, and a deployment device for generating a moment for rotating the front folded wing around the rotation axis In the following, inputting an initial wing spread angle of the front folded wing; Calculating an aerodynamic moment applied to the front folding blade; Calculating a moment applied by the deployment device to the front folding blade and a friction moment generated between the rotation shaft and the front folding blade; Calculating a moment due to an inertial force applied to the front folding blade; And based on the aerodynamic moment, the moment applied by the deployment device to the front folding blade, the friction moment, and the moment caused by the inertial force, analyzing a motion equation to update the expansion angle of the front folding blade. I can.

상기 회전축은, 상기 비행 바디의 중심축을 통과하고 상기 비행 바디의 길이 방향과 나란한 제 1 축과, 상기 제 1 축에 수직하고 상기 비행 바디의 외표면에 수직한 제 2 축과, 상기 제 1 축 및 제 2 축에 수직한 제 3 축 각각에 대해 기울어진 상태로 구비될 수 있다.The rotation axis includes a first axis passing through the central axis of the flight body and parallel to the longitudinal direction of the flight body, a second axis perpendicular to the first axis and perpendicular to the outer surface of the flight body, and the first axis And it may be provided in a state inclined with respect to each of the third axis perpendicular to the second axis.

상기 전방 접힘 날개의 길이 방향은, 상기 접힌 상태에서 상기 제 1 축과 나란하고, 상기 전개 상태에서 상기 제 2 축과 나란하고, 상기 전방 접힘 날개의 폭 방향은, 상기 접힌 상태에서 상기 제 3 축과 나란하고, 상기 전개 상태에서 상기 제 1 축과 나란할 수 있다.The longitudinal direction of the front folded wing is parallel to the first axis in the folded state, and parallel to the second axis in the deployed state, and the width direction of the front folded wing is the third axis in the folded state It may be parallel to and may be parallel to the first axis in the deployed state.

상기 비행 바디의 발사 자세를 판단하는 단계; 및 상기 비행 바디의 발사 자세에 기초하여 분석 좌표계를 정의하는 단계를 더 포함할 수 있다.Determining a launch posture of the flying body; And defining an analysis coordinate system based on the launch posture of the flying body.

상기 비행 바디의 발사 자세를 판단하는 단계는, 상기 비행 바디가 지면에 대해 이루는 피치각을 계산하는 단계를 포함할 수 있다.Determining the launch posture of the flying body may include calculating a pitch angle made by the flying body with respect to the ground.

상기 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법은, 상기 전방 접힘 날개에 인가되는 공력 모멘트를 계산하는 단계 이전에, 상기 비행체로 유동하는 바람의 방향과 상기 전방 접힘 날개의 전개각에 기초하여, 공력 전개 모멘트 계수를 결정하는 단계를 더 포함할 수 있다.The method of estimating the deployment performance of the front folded wing, prior to the step of calculating the aerodynamic moment applied to the front folded wing, based on the direction of the wind flowing to the aircraft and the spreading angle of the front folded wing, aerodynamic force It may further include determining the development moment coefficient.

상기 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법은, 상기 전방 접힘 날개에 인가되는 관성력에 의한 모멘트를 계산하는 단계 이전에, 상기 비행 바디에 대한 상기 전방 접힘 날개의 무게 중심의 상대적인 위치를 계산하는 단계를 더 포함할 수 있다.The method of predicting the deployment performance of the front folded wing includes calculating a relative position of the center of gravity of the front folded wing with respect to the flight body before calculating a moment due to an inertial force applied to the front folded wing. It may further include.

일 실시 예에 따른 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법은, 다양한 발사 조건에서 경사진 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측할 수 있다.The method of predicting the deployment performance of the front folding wing according to an embodiment may predict the deployment performance of the inclined front folding wing under various firing conditions.

또한, 일 실시 예에 따른 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법은, 전방 접힘 날개가 안정적으로 전개될 수 있는 발사 조건을 분석하여, 안정적인 유도탄 발사를 가능하게 하고, 전방 접힘 날개 형상과 날개 전개 장치를 개선하여 유도탄의 운용 범위를 향상시킬 수 있다.In addition, the method of predicting the deployment performance of the front folded wing according to an embodiment, by analyzing the firing conditions in which the front folded wing can be stably deployed, enables a stable guided missile launch, and the shape of the front folded wing and the wing deployment. The range of the guided missile can be improved by improving the device.

본 명세서에 첨부되는 다음의 도면들은 본 발명의 바람직한 일 실시예를 예시하는 것이며, 발명의 상세한 설명과 함께 본 발명의 기술적 사상을 더욱 이해시키는 역할을 하는 것이므로, 본 발명은 그러한 도면에 기재된 사항에만 한정되어 해석되어서는 아니 된다.
도 1은 일 실시 예에 따른 전방 접힘 날개가 접힌 상태에 있는 비행체를 도시하는 사시도이다.
도 2는 일 실시 예에 따른 전방 접힘 날개가 전개 상태에 있는 비행체를 도시하는 사시도이다.
도 3 내지 도 5는 일 실시 예에 따른 전방 접힘 날개가 접힌 상태에서 전개 상태로 전개되는 모습을 순차적으로 도시하는 측면도이다.
도 6은 일 실시 예에 따른 회전축 작용하는 힘과 모멘트에 관한 자유물체도(free body diagram)을 개략적으로 도시하는 도면이다.
도 7은 일 실시 예에 따른 전방 접힘 날개의 전개 성능을 해석하는 방법을 도시하는 순서도이다.The following drawings attached to the present specification illustrate a preferred embodiment of the present invention, and serve to further understand the technical idea of the present invention together with the detailed description of the present invention. It is limited and should not be interpreted.
1 is a perspective view showing an aircraft in a folded state of the front folded wing according to an embodiment.
2 is a perspective view showing an aircraft in a deployed state of the front folded wing according to an embodiment.
3 to 5 are side views sequentially showing a state in which the front folded wing is deployed from a folded state to an deployed state according to an exemplary embodiment.
6 is a diagram schematically showing a free body diagram of a force and a moment acting on a rotation axis according to an exemplary embodiment.
7 is a flowchart illustrating a method of analyzing the deployment performance of the front folded wing according to an exemplary embodiment.

이하, 실시 예들을 예시적인 도면을 통해 상세하게 설명한다. 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 실시 예를 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 실시 예에 대한 이해를 방해한다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다. Hereinafter, embodiments will be described in detail through exemplary drawings. In adding reference numerals to elements of each drawing, it should be noted that the same elements are assigned the same numerals as possible, even if they are indicated on different drawings. In addition, in describing the embodiment, if it is determined that a detailed description of a related known configuration or function interferes with the understanding of the embodiment, the detailed description thereof will be omitted.

또한, 실시 예의 구성 요소를 설명하는 데 있어서, 제 1, 제 2, A, B, (a), (b) 등의 용어를 사용할 수 있다. 이러한 용어는 그 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하기 위한 것일 뿐, 그 용어에 의해 해당 구성 요소의 본질이나 차례 또는 순서 등이 한정되지 않는다. 어떤 구성 요소가 다른 구성요소에 "연결", "결합" 또는 "접속"된다고 기재된 경우, 그 구성 요소는 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되거나 접속될 수 있지만, 각 구성 요소 사이에 또 다른 구성 요소가 "연결", "결합" 또는 "접속"될 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. In addition, in describing the constituent elements of the embodiment, terms such as first, second, A, B, (a), and (b) may be used. These terms are for distinguishing the constituent element from other constituent elements, and the nature, order, or order of the constituent element is not limited by the term. When a component is described as being "connected", "coupled" or "connected" to another component, the component may be directly connected or connected to that other component, but another component between each component It should be understood that may be “connected”, “coupled” or “connected”.

어느 하나의 실시 예에 포함된 구성요소와, 공통적인 기능을 포함하는 구성요소는, 다른 실시 예에서 동일한 명칭을 사용하여 설명하기로 한다. 반대되는 기재가 없는 이상, 어느 하나의 실시 예에 기재한 설명은 다른 실시 예에도 적용될 수 있으며, 중복되는 범위에서 구체적인 설명은 생략하기로 한다.Components included in one embodiment and components including common functions will be described using the same name in other embodiments. Unless otherwise stated, the description in one embodiment may be applied to other embodiments, and a detailed description will be omitted in the overlapping range.

도 1은 일 실시 예에 따른 전방 접힘 날개가 접힌 상태에 있는 비행체를 도시하는 사시도이고, 도 2는 일 실시 예에 따른 전방 접힘 날개가 전개 상태에 있는 비행체를 도시하는 사시도이다.1 is a perspective view illustrating an aircraft in a folded state of the front folded wing according to an embodiment, and FIG. 2 is a perspective view illustrating an aircraft in an unfolded state of the front folded wing according to an embodiment.

도 1 및 도 2를 참조하면, 비행체는 비행 바디(1), 전방 접힘 날개(2), 회전축(3) 및 전개장치(미도시)를 포함한다. 이하에서, 비행 바디(1)의 동축은 x축과 나란한다. 1 and 2, the vehicle includes a flying body 1, a front folding wing 2, a rotating shaft 3, and a deployment device (not shown). Hereinafter, the coaxial of the flying body 1 is parallel to the x-axis.

비행 바디(1)의 외주면에는 전방 접힘 날개(2)가 구비된다. 전방 접힘 날개(2)는 복수 개로 구비될 수 있다. 예를 들어, 전방 접힘 날개(2)는 비행 바디(1)의 외주면을 따라 이격되어 4개가 구비될 수 있다.The outer circumferential surface of the flying body 1 is provided with a front folding blade 2. The front folding wing 2 may be provided in plural. For example, the four front folding wings 2 may be spaced apart along the outer circumferential surface of the flying body 1 to be provided with four.

전방 접힘 날개(2)는 접힌 상태 및 전개 상태 사이에서 상태 전환 가능하다.The front folding blade 2 is switchable between a folded state and a deployed state.

이하, 전방 접힘 날개(2) 중 비행 바디(1)의 우측(+y 방향)에 구비된 전방 접힘 날개(2)를 기준으로 전방 접힘 날개의 전개 동작에 대해 구체적으로 설명하기로 한다.Hereinafter, the deployment operation of the front folded wings 2 will be described in detail with reference to the front folded wings 2 provided on the right side (+y direction) of the flight body 1 of the front folded wings 2.

전방 접힘 날개(2)가 접힌 상태에 있을 때, 전방 접힘 날개(2)의 길이 방향은 x축과 나란하고, 전방 접힘 날개(2)의 폭 방향은 z축과 나란할 수 있다. 한편, 전방 접힘 날개(2)가 전개 상태에 있을 때, 전방 접힘 날개(2)의 길이 방향은 y축과 나란하고, 전방 접힘 날개(2)의 폭 방향은 x축과 나란할 수 있다. When the front folding blade 2 is in a folded state, the longitudinal direction of the front folding blade 2 may be parallel to the x-axis, and the width direction of the front folding blade 2 may be parallel to the z-axis. On the other hand, when the front folding blade 2 is in the deployed state, the longitudinal direction of the front folding blade 2 may be parallel to the y-axis, and the width direction of the front folding blade 2 may be parallel to the x-axis.

회전축(3)은 비행 바디(1)의 외표면에 마련되고, 전방 접힘 날개(2)를 회전시킬 수 있다. 회전축(3)은 전방 접힘 날개(2)를 지지할 수 있다.The rotation shaft 3 is provided on the outer surface of the flying body 1 and can rotate the front folding blade 2. The rotation shaft 3 may support the front folding blade 2.

전개장치(미도시)는 회전축(3)을 중심으로 전방 접힘 날개(2)를 회전시키기 위한 모멘트를 생성할 수 있다. 예를 들어, 전개장치는 일단이 비행 바디(1)에 고정되고, 타단이 전방 접힘 날개(2)에 고정되는 스프링을 포함할 수 있다. 전개장치의 스프링은 전방 접힘 날개(2)가 접힌 상태에 있는 경우, 가장 수축된 상태이고, 전방 접힘 날개(2)가 가장 전개된 상태에 있는 경우, 가장 이완된 상태일 수 있다.The deployment device (not shown) may generate a moment for rotating the front folding blade 2 about the rotation shaft 3. For example, the deployment device may include a spring having one end fixed to the flight body 1 and the other end fixed to the front folding wing 2. When the front folding blade 2 is in the folded state, the spring of the deployment device may be in the most contracted state, and when the front folding blade 2 is in the most deployed state, the spring may be in the most relaxed state.

도 3 내지 도 5는 일 실시 예에 따른 전방 접힘 날개가 접힌 상태에서 전개 상태로 전개되는 모습을 순차적으로 도시하는 측면도이다.3 to 5 are side views sequentially showing a state in which the front folded wing is deployed from a folded state to an deployed state according to an exemplary embodiment.

도 3 내지 도 5를 참조하면, 회전축(3)은 x축, y축 및 z축 각각에 대해 기울어진 상태로 구비될 수 있다. 예를 들어, 회전축(3)의 일단부의 좌표를 (0, 0, 0)으로 설정할 경우, 회전축(3)의 타단부의 좌표는 (1, 1, 1) 또는 (1, -1, 1)일 수 있다. 다시 말하면, 회전축(3)은 비행 바디(1)의 중심축을 통과하고 비행 바디(1)의 길이 방향과 나란한 제 1 축과, 제 1 축에 수직하고 비행 바디(1)의 외표면에 수직한 제 2 축과, 제 1 축 및 제 2 축에 수직한 제 3 축 각각에 대해 기울어진 상태로 구비될 수 있다.3 to 5, the rotation shaft 3 may be provided in an inclined state with respect to each of the x-axis, y-axis, and z-axis. For example, when the coordinates of one end of the rotation shaft 3 are set to (0, 0, 0), the coordinates of the other end of the rotation shaft 3 are (1, 1, 1) or (1, -1, 1) Can be In other words, the axis of rotation 3 passes through the central axis of the flight body 1 and is parallel to the longitudinal direction of the flight body 1, and is perpendicular to the first axis and is perpendicular to the outer surface of the flight body 1 The second axis may be provided in an inclined state with respect to each of the first axis and the third axis perpendicular to the second axis.

이와 같은 구조에 따르면, 접힌 상태에 있는 전방 접힘 날개(2)는 비행 바디(1)의 외표면에 밀착할 수 있으며, 전개 상태로 상태 전환될 때, 폭 방향이 비행 바디(1)의 동축과 나란한 상태로 전환되며 비행 바디(1)에 대해 전개된 상태를 유지할 수 있다.According to this structure, the front folded wing 2 in the folded state can be in close contact with the outer surface of the flying body 1, and when the state is switched to the deployed state, the width direction is coaxial with the flying body 1 It is converted to a side-by-side state and can maintain an unfolded state with respect to the flight body (1).

도 6은 일 실시 예에 따른 회전축 작용하는 힘과 모멘트에 관한 자유물체도(free body diagram)을 개략적으로 도시하는 도면이다.6 is a diagram schematically showing a free body diagram of a force and a moment acting on a rotation axis according to an exemplary embodiment.

도 6을 참조하면, 회전축에는 전개장치에 의해, 시계 방향의 모멘트가 작용한다. 예를 들어, 전개장치는 토션 스프링 등을 포함할 수 있다. 전방 접힘 날개(2)에는 공력 및 관성력이 작용할 수 있다. 예를 들어, 전방 접힘 날개(2)에는 바람에 의한 공력이 전방 접힘 날개(2)의 압력 중심점에 작용할 수 있다. 예를 들어, 바람은 유동 방향에 따라 전방 접힘 날개(2)의 날개 전개를 도와주거나 방해할 수 있다. 또한, 비행 바디(1)의 진행에 따른 관성력은 전방 접힘 날개(2)의 무게 중심에서 작용하여, 전방 접힘 날개(2)의 날개 전개를 보조할 수 있다.Referring to FIG. 6, a moment in a clockwise direction acts on the rotating shaft by the deployment device. For example, the deployment device may include a torsion spring or the like. Aerodynamic and inertial forces may act on the front folding blade 2. For example, on the front folding blade 2, aerodynamic force caused by the wind may act on the pressure center point of the front folding blade 2. For example, the wind can assist or hinder the wing deployment of the front folding wing 2 depending on the direction of flow. In addition, the inertial force according to the progress of the flight body 1 acts at the center of gravity of the front folding wing 2, thereby assisting the wing deployment of the front folding wing 2.

도 6은 분석 좌표계에서 회전축(n)을 기준으로 작용하는 외력의 자유물체도이다. 전개장치는 회전축(n)을 중심으로 전개하는 방향의 모멘트, 전개를 방해하는 마찰 모멘트, 전방 접힘 날개의 압력 중심 점에서 바람 방향에 의해 작용하는 힘에 의한 회전축(n)을 중심으로 전개하는 방향의 모멘트, 그리고 비행 바디(1)의 운동에 의해 전방 접힘 날개의 무게 중심점에서 작용하는 관성력에 의한 회전축(n)을 중심으로 전개하는 방향의 모멘트의 합을 계산하여, 날개 전개 회전 운동방정식을 해석할 수 있다. 각각의 모멘트는 아래와 같이 수학적으로 모델링할 수 있다.6 is a free body diagram of external force acting on the basis of the rotation axis n in the analysis coordinate system. The deployment device is the direction of deployment around the rotation axis (n) by the force acting by the wind direction at the moment in the direction of deployment around the rotation axis (n), the friction moment that hinders development, and the pressure center point of the front folding blade. Calculate the sum of the moment in the direction of development around the axis of rotation (n) by the moment of inertia and the inertial force acting at the center of gravity of the front folded wing by the motion of the flight body (1), and analyze the equation of the wing expansion rotational motion can do. Each moment can be modeled mathematically as follows.

전개장치는 비틀림 스프링으로 모델링하며, 전개가 되는 방향을 양으로 하며, 아래 [수학식 1]과 같이 그 크기는 훅의 법칙으로 계산한다.The deployment device is modeled with a torsion spring, and the direction in which it is deployed is positive, and the size is calculated by Hooke's law as shown in [Equation 1] below.

[수학식 1]

Figure 112019111328640-pat00001
[Equation 1]
Figure 112019111328640-pat00001

여기서, k는 스프링 상수이고, Θ는 전개각도,

Figure 112019111328640-pat00002
는 완전히 접힌 상태에서 전개장치에 저장된 토크를 의미한다.Where k is the spring constant, Θ is the expansion angle,
Figure 112019111328640-pat00002
Denotes the torque stored in the deployment device in the fully folded state.

마찰 모멘트는 전개를 방향으로 작용하며, 경험에 의해 상수로 모델링할 수 있다.The friction moment acts in the direction of the development and can be modeled as a constant by experience.

관성력에 의한 전개 모멘트는 전방 접힘 날개(2)의 무게 중심점을 모멘트 암으로 하고 관성력과 외적으로 계산한다. 관성력은 경우에 따라 중력, 사출시 비행체의 가속력을 포함할 수 있다. 모멘트 암은 분석 좌표계에서 날개의 전개 정도를 고려하며, 관성력은 비행체의 자세를 고려하여 아래 [수학식 2]에 따라 계산한다.The development moment due to the inertia force is calculated externally with the inertia force using the center of gravity of the front folding blade 2 as the moment arm. The inertial force may include gravity and acceleration of the vehicle upon ejection in some cases. The moment arm considers the extent of the wing's development in the analytical coordinate system, and the inertia force is calculated according to the following [Equation 2] in consideration of the attitude of the aircraft.

[수학식 2]

Figure 112019111328640-pat00003
[Equation 2]
Figure 112019111328640-pat00003

여기서, r은 모멘트 암, f는 관성력, Φ는 비행체의 롤각을 의미한다.Here, r is the moment arm, f is the inertia force, and Φ is the roll angle of the aircraft.

공력에 의한 모멘트는 비행체의 동압, 기준 면적 및 기준 길이로 무차원화된 공력 전개 모멘트 계수에 유동 조건을 적용하여 아래 [수학식 3]에 따라 계산한다. 이때 비행체의 고정좌표계 기준으로 바람의 방향과 크기가 중요하다. 외부에서 불어오는 자연 바람, 비행체의 사출시 이동에 의한 상대 바람, 발사 플랫폼에서 유발된 바람 등을 종합적으로 반영하여 자유류 동압, 속도 자세각을 산정한다. 공력 전개 모멘트 계수는 특정 롤각에서 바람의 방향과 전개각의 함수로 정의하여 미리 계산할 수 있다. 실제 날개의 유동이 특정 롤각에서 유동과 등가되는 상황에서 전개 모멘트 계수를 산출할 수 있다.The moment due to the aerodynamic force is calculated according to the following [Equation 3] by applying the flow conditions to the aerodynamic development moment coefficient, which is dimensionless with the dynamic pressure of the aircraft, the reference area and the reference length. At this time, the direction and size of the wind are important based on the fixed coordinate system of the vehicle. The free flow dynamic pressure and speed and attitude angle are calculated by comprehensively reflecting the natural wind blowing from the outside, the relative wind caused by the movement when the vehicle is ejected, and the wind induced from the launch platform. The aerodynamic development moment coefficient can be calculated in advance by defining it as a function of the direction of the wind and the angle of development at a specific roll angle. In the situation where the actual blade flow is equivalent to the flow at a specific roll angle, the development moment coefficient can be calculated.

[수학식 3]

Figure 112019111328640-pat00004
[Equation 3]
Figure 112019111328640-pat00004

여기서, Crm은 공력 전개 모멘트 계수이고, α,β는 특정 롤각에서 유동의 받음각과 옆미끄럼각이다.

Figure 112019111328640-pat00005
는 자유류 동압이고, Lref, Sref은 각각 기준 길이 및 기준 면적이다.Here, Crm is the aerodynamic development moment coefficient, and α,β are the angle of attack and the side slip angle of the flow at a specific roll angle.
Figure 112019111328640-pat00005
Is the free-flow dynamic pressure, and Lref and Sref are the reference length and the reference area, respectively.

도 7은 일 실시 예에 따른 전방 접힘 날개의 전개 성능을 해석하는 방법을 도시하는 순서도이다.7 is a flowchart illustrating a method of analyzing the deployment performance of the front folded wing according to an exemplary embodiment.

도 7을 참조하면, 전방 접힘 날개의 전개 성능을 해석하는 방법은, 비행 바디(유도탄으로 지칭될 수도 있음)의 발사 자세를 판단하는 단계(S110)와, 분석 좌표계를 정의하는 단계(S120)와, 초기 날개 전개각을 입력하는 단계(S130)와, 바람 방향, 전개각에 따른 공력 전개 모멘트 계수를 계산하는 단계(S140)와, 공력 모멘트를 계산하는 단계(S150)와, 전개 장치 모멘트 및 마찰 모멘트를 계산하는 단계(S160)와, 전개각에 따른 날개 무게 중심을 계산하는 단계(S170)와, 관성력에 의한 모멘트를 계산하는 단계(S180)와, 운동 방정식을 해석하여 전개각을 갱신하는 단계(S190)와, 전개 완료 여부를 결정하는 단계(S200)를 포함할 수 있다.Referring to FIG. 7, the method of analyzing the deployment performance of the front folded wing includes determining a launch posture of a flying body (which may be referred to as a guided missile) (S110), defining an analysis coordinate system (S120), and , Inputting the initial wing spreading angle (S130), calculating the aerodynamic development moment coefficient according to the wind direction and the spreading angle (S140), calculating the aerodynamic moment (S150), and the spreading device moment and friction Steps of calculating the moment (S160), calculating the center of gravity of the blade according to the spreading angle (S170), calculating the moment by inertia force (S180), and updating the spreading angle by analyzing the equation of motion It may include (S190) and determining whether to complete the deployment (S200).

단계(S110)에서, 제어부는 비행 바디의 발사 자세를 판단할 수 있다. 제어부는 지면에 대해 비행 바디가 이루는 피치각을 감지할 수 있다. 다시 말하면, 단계(S110)는 비행 바디가 지면에 대해 이루는 피치각을 계산하는 단계를 포함할 수 있다.In step S110, the controller may determine the launch posture of the flying body. The control unit may detect a pitch angle made by the flying body with respect to the ground. In other words, step S110 may include calculating a pitch angle made by the flying body with respect to the ground.

단계(S120)에서, 제어부는 분석 좌표계를 정의할 수 있다. 예를 들어, 제어부는 단계(S110)에서 감지된 피치각을 고려하여 전방 접힘 날개의 전개 성능을 계산하기 위한 분석 좌표계를 정의할 수 있다. In step S120, the control unit may define an analysis coordinate system. For example, the control unit may define an analysis coordinate system for calculating the deployment performance of the front folded wing in consideration of the pitch angle detected in step S110.

단계(S130)에서, 제어부는 초기 날개 전개각을 입력할 수 있다. 예를 들어, 초기 전개각은 120도로 설정되고, 완전히 전개된 상태에서의 전개각은 0도로 설정될 수 있다. 다른 예로, 초기 전개각은 0도로 설정되고, 완전히 전개된 상태에서의 전개각은 120도로 설정될 수 있다.In step S130, the controller may input an initial wing spread angle. For example, the initial spread angle may be set to 120 degrees, and the spread angle in a fully deployed state may be set to 0 degrees. As another example, the initial deployment angle may be set to 0 degrees, and the deployment angle in a fully deployed state may be set to 120 degrees.

단계(S140)에서, 제어부는 바람 방향, 전개각에 따른 공력 전개 모멘트 계수를 계산할 수 있다. 예를 들어, 공력 전개 모멘트 계수는 무차원화된 값일 수 있으며, 전방 접힘 날개에 작용하는 바람과 전개각에 의한 함수로 구성될 수 있다.In step S140, the controller may calculate the aerodynamic development moment coefficient according to the wind direction and the spread angle. For example, the aerodynamic development moment coefficient may be a dimensionless value, and may be configured as a function of the wind acting on the front folding blade and the spread angle.

단계(S150)에서, 제어부는 공력 모멘트를 계산할 수 있다.In step S150, the control unit may calculate an aerodynamic moment.

단계(S160)에서, 제어부는 전개 장치 모멘트 및 마찰 모멘트를 계산할 수 있다. 전개 장치 모멘트는 전개장치가 전방 접힘 날개가 전개되는 방향으로 전방 접힘 날개에 인가하는 모멘트이며, 마찰 모멘트는 전방 접힘 날개 및 회전축 사이에서 작용되어 전개를 방해하는 방향으로 작용하는 모멘트이다. In step S160, the controller may calculate the deployment device moment and the friction moment. The deployment device moment is a moment applied by the deployment device to the front folding blade in the direction in which the front folding blade is deployed, and the friction moment is a moment acting between the front folding blade and the rotating shaft to hinder the deployment.

단계(S170)에서, 제어부는 전개각에 따른 날개 무게 중심을 계산할 수 있다. 제어부는 비행 바디에 대한 전방 접힘 날개의 무게 중심의 상대적인 위치를 계산할 수 있다. 예를 들어, 제어부는 비행 바디에 형성되는 기준 좌표계를 설정하고, 전개각에 따라 전방 접힘 날개의 무게 중심이 비행 바디로부터 어느정도 거리로 이격되어 있는지 결정할 수 있다.In step S170, the control unit may calculate the center of gravity of the wings according to the deployment angle. The control unit may calculate a relative position of the center of gravity of the front folded wing with respect to the flight body. For example, the control unit may set a reference coordinate system formed on the flight body, and determine how far the center of gravity of the front folded wing is separated from the flight body according to the deployment angle.

단계(S180)에서, 제어부는 관성력에 의한 모멘트를 계산할 수 있다.In step S180, the controller may calculate a moment due to an inertial force.

단계(S190)에서, 제어부는 운동 방정식을 해석하여 전개각을 갱신할 수 있다.In step S190, the controller may analyze the equation of motion to update the angle of development.

단계(S200)에서, 제어부는 전방 접힘 날개의 전개 완료 여부를 결정할 수 있다. 예를 들어, 비행체에는 전방 접힘 날개가 완전히 전개된 상태에서만 전방 접힘 날개에 접촉하는 접촉 센서(미도시)가 구비될 수 있다. 다른 예로, 비행체에는 회전축에 대한 전방 접힘 날개의 전개 각도를 감지하는 센서(미도시)가 구비될 수 있다. 제어부는 날개가 완전히 전개될 때까지 운동 방정식을 해석할 수 있다.In step S200, the control unit may determine whether to complete the deployment of the front folded wing. For example, the aircraft may be provided with a contact sensor (not shown) that contacts the front folded wing only in a state in which the front folded wing is fully deployed. As another example, the vehicle may be provided with a sensor (not shown) that detects an angle of deployment of the front folding wing with respect to the rotation axis. The control unit can interpret the equation of motion until the wing is fully deployed.

앞서 설명한 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법은, 다양한 발사 조건에서 경사진 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측할 수 있다. 또한, 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법은, 전방 접힘 날개가 안정적으로 전개될 수 있는 발사 조건을 분석하여, 안정적인 유도탄의 발사를 가능하게 하고, 전방 접힘 날개 형상과 날개 전개 장치를 개선하여 유도탄의 운용 범위를 향상시킬 수 있다.The method for predicting the deployment performance of the front folding wing described above can predict the deployment performance of the inclined front folding wing under various firing conditions. In addition, the method of predicting the deployment performance of the front folding wing is to analyze the firing conditions in which the front folding wing can be stably deployed, enable stable firing of guided missiles, and improve the shape of the front folding wing and the wing deployment device. You can improve the range of missiles.

이상과 같이 비록 한정된 도면에 의해 실시 예들이 설명되었으나, 해당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 상기의 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 예를 들어, 설명된 기술들이 설명된 방법과 다른 순서로 수행되거나, 및/또는 설명된 구조, 장치 등의 구성요소들이 설명된 방법과 다른 형태로 결합 또는 조합되거나, 다른 구성요소 또는 균등물에 의하여 대치되거나 치환되더라도 적절한 결과가 달성될 수 있다. As described above, although the embodiments have been described by the limited drawings, various modifications and variations are possible from the above description to those of ordinary skill in the art. For example, the described techniques are performed in a different order from the described method, and/or components such as the described structure, device, etc. are combined or combined in a form different from the described method, or in other components or equivalents. Even if substituted or substituted by, appropriate results can be achieved.

Claims (7)

비행 바디와, 상기 비행 바디에 대해 회전 가능하고, 접힌 상태 및 전개 상태 사이에서 상태 전환 가능한 전방 접힘 날개와, 상기 비행 바디의 외표면에 마련되고 상기 전방 접힘 날개를 회전시키기 위한 회전축과, 상기 회전축을 중심으로 상기 전방 접힘 날개를 회전시키기 위한 모멘트를 발생시키는 전개장치를 포함하는 비행체의 상기 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법에 있어서,
상기 전방 접힘 날개의 초기 날개 전개각을 입력하는 단계;
상기 전방 접힘 날개에 인가되는 공력 모멘트를 계산하는 단계;
상기 전개장치가 상기 전방 접힘 날개에 인가하는 모멘트와, 상기 회전축 및 상기 전방 접힘 날개 사이에서 발생되는 마찰 모멘트를 계산하는 단계;
상기 전방 접힘 날개에 인가되는 관성력에 의한 모멘트를 계산하는 단계; 및
상기 공력 모멘트, 상기 전개장치가 상기 전방 접힘 날개에 인가하는 모멘트, 상기 마찰 모멘트 및 상기 관성력에 의한 모멘트에 기초하여, 운동 방정식을 해석하여 상기 전방 접힘 날개의 전개각을 갱신하는 단계를 포함하고,
상기 회전축은, 상기 비행 바디의 중심축을 통과하고 상기 비행 바디의 길이 방향과 나란한 제 1 축과, 상기 제 1 축에 수직하고 상기 비행 바디의 외표면에 수직한 제 2 축과, 상기 제 1 축 및 제 2 축에 수직한 제 3 축 각각에 대해 기울어진 상태로 구비되는, 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법.
A flight body, a front folded wing that is rotatable with respect to the flight body and capable of switching a state between a folded state and a deployed state, a rotation shaft provided on an outer surface of the flight body for rotating the front folded wing, and the rotation shaft In the method for predicting the deployment performance of the front folded wing of the aircraft comprising a deployment device for generating a moment for rotating the front folded wing around,
Inputting an initial wing spread angle of the front folded wing;
Calculating an aerodynamic moment applied to the front folding blade;
Calculating a moment applied by the deployment device to the front folding blade and a friction moment generated between the rotation shaft and the front folding blade;
Calculating a moment due to an inertial force applied to the front folding blade; And
Based on the aerodynamic moment, the moment applied by the deployment device to the front folding blade, the friction moment, and the moment caused by the inertial force, analyzing a motion equation to update the expansion angle of the front folding blade,
The rotation axis includes a first axis passing through the central axis of the flight body and parallel to the longitudinal direction of the flight body, a second axis perpendicular to the first axis and perpendicular to the outer surface of the flight body, and the first axis And a method for predicting deployment performance of the front folding blade, which is provided in an inclined state with respect to each of the third axes perpendicular to the second axis.
 삭제delete 제 1 항에 있어서,
상기 전방 접힘 날개의 길이 방향은, 상기 접힌 상태에서 상기 제 1 축과 나란하고, 상기 전개 상태에서 상기 제 2 축과 나란하고,
상기 전방 접힘 날개의 폭 방향은, 상기 접힌 상태에서 상기 제 3 축과 나란하고, 상기 전개 상태에서 상기 제 1 축과 나란한, 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법.
The method of claim 1,
The longitudinal direction of the front folded wing is parallel to the first axis in the folded state, and parallel to the second axis in the deployed state,
The width direction of the front folding blade is parallel to the third axis in the folded state, and parallel to the first axis in the deployed state, a method for predicting the deployment performance of the front folding blade.
 제 1 항에 있어서,
상기 비행 바디의 발사 자세를 판단하는 단계; 및
상기 비행 바디의 발사 자세에 기초하여 분석 좌표계를 정의하는 단계를 더 포함하는, 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법.
The method of claim 1,
Determining a launch posture of the flying body; And
Defining an analysis coordinate system based on the launch posture of the flying body, the method for predicting the deployment performance of the front folded wing.
 제 4 항에 있어서,
상기 비행 바디의 발사 자세를 판단하는 단계는, 상기 비행 바디가 지면에 대해 이루는 피치각을 계산하는 단계를 포함하는, 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법.
The method of claim 4,
The determining of the launch posture of the flying body includes calculating a pitch angle made by the flying body with respect to the ground.
 제 1 항에 있어서,
상기 전방 접힘 날개에 인가되는 공력 모멘트를 계산하는 단계 이전에,
상기 비행체로 유동하는 바람의 방향과 상기 전방 접힘 날개의 전개각에 기초하여, 공력 전개 모멘트 계수를 결정하는 단계를 더 포함하는, 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법.
The method of claim 1,
Before the step of calculating the aerodynamic moment applied to the front folding blade,
The method of predicting the deployment performance of the front folded wing further comprising the step of determining an aerodynamic development moment coefficient based on the direction of the wind flowing to the vehicle and the spreading angle of the front folded wing.
 제 1 항에 있어서,
상기 전방 접힘 날개에 인가되는 관성력에 의한 모멘트를 계산하는 단계 이전에,
상기 비행 바디에 대한 상기 전방 접힘 날개의 무게 중심의 상대적인 위치를 계산하는 단계를 더 포함하는, 전방 접힘 날개의 전개 성능을 예측하는 방법.The method of claim 1,
Before the step of calculating the moment by the inertial force applied to the front folding blade,
The method of predicting the deployment performance of the front folded wing further comprising the step of calculating a relative position of the center of gravity of the front folded wing with respect to the flight body.
KR1020190136806A 2019-10-30 2019-10-30 Method for predicting the deployment performance of a inclined forward folding wing KR102231030B1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020190136806A KR102231030B1 (en) 2019-10-30 2019-10-30 Method for predicting the deployment performance of a inclined forward folding wing

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020190136806A KR102231030B1 (en) 2019-10-30 2019-10-30 Method for predicting the deployment performance of a inclined forward folding wing

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR102231030B1 true KR102231030B1 (en) 2021-03-23

Family

ID=75223702

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020190136806A KR102231030B1 (en) 2019-10-30 2019-10-30 Method for predicting the deployment performance of a inclined forward folding wing

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR102231030B1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114295317A (en) * 2021-11-29 2022-04-08 上海机电工程研究所 Unfolding and folding rudder torque loading test system, method and medium

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20120094968A (en) * 2010-01-15 2012-08-28 국방과학연구소 Door control device coupled with wing deploying and flight vehicle having the same
KR20170067138A (en) * 2015-12-07 2017-06-15 애틀랜틱 이너셜 시스템스 리미티드 Inertial navigation system

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20120094968A (en) * 2010-01-15 2012-08-28 국방과학연구소 Door control device coupled with wing deploying and flight vehicle having the same
KR20170067138A (en) * 2015-12-07 2017-06-15 애틀랜틱 이너셜 시스템스 리미티드 Inertial navigation system

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
한국전산유체공학회 학술대회논문집, 2008, 245-250* *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114295317A (en) * 2021-11-29 2022-04-08 上海机电工程研究所 Unfolding and folding rudder torque loading test system, method and medium

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Gaudet et al. Adaptive guidance and integrated navigation with reinforcement meta-learning
Kendoul et al. Modeling and control of a small autonomous aircraft having two tilting rotors
US11898828B1 (en) Closed, self-contained ballistic apogee detection module and method
Balakrishnan et al. Advances in missile guidance, control, and estimation
KR102231030B1 (en) Method for predicting the deployment performance of a inclined forward folding wing
Huang et al. A review of wind tunnel based virtual flight testing techniques for evaluation of flight control systems
Lugo et al. Overview of a generalized numerical predictor-corrector targeting guidance with application to human-scale mars entry, descent, and landing
CN114383801B (en) Wind tunnel virtual flight test system and method for variant aircraft
JP5127284B2 (en) Flying object and apparatus for detecting rotational position of flying object
Sahu et al. Unsteady aerodynamic simulations of a finned projectile at a supersonic speed with jet interaction
KR101356554B1 (en) Deploying and folding mechanism of wing for a portable guided missile
Healy et al. Experimental analysis of the dynamics of flared folding wingtips via a novel tethered flight test
KR102177126B1 (en) Method for visualizing the deployment angle of a inclined forward folding wing
Vinco et al. Flight dynamics modeling and simulator design for a new class of long-range guided projectiles
Taniguchi Analysis of deepstall landing for uav
Polivanov et al. Comparison of a quadcopter and an airplane as a means of measuring atmospheric parameters
Beyers Interpretation of experimental high-alpha aerodynamics-Implications for flight prediction
US8321077B1 (en) Attitude determination with three-axis accelerometer for emergency atmospheric entry
Albisser et al. Identifiability investigation of the aerodynamic coefficients from free flight tests
Farcy et al. Sensitivity of spin parameters to uncertainties of the aerodynamic model of a light aircraft
Pamadi Aerodynamic considerations for open-loop control of a statically unstable mortar projectile
Ericsson Effect of Mach number on slender vehicle dynamics
Dwivedi et al. State estimation using UKF and predictive guidance for engaging barrel roll aircrafts
KR102131868B1 (en) Estimation method of energy required for wing depolyment under time constraint
CN115016524B (en) Aircraft control method, aircraft control system, computer equipment and readable storage medium

Legal Events

Date Code Title Description
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant