KR102474959B1 - 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템 및 이를 이용한 시뮬레이션 방법 - Google Patents

고속상륙정의 시뮬레이션 시스템 및 이를 이용한 시뮬레이션 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 회전하여 공기를 발생시키는 부양 팬(11), 및 부양 팬(11)이 발생시킨 공기에 의해 선체(15)를 부상시키는 에어쿠션부(12)를 포함한 고속상륙정(10)의 시뮬레이션 시스템(1000)에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 고속상륙정(10)의 z축과 수직한 평면을 복수개의 영역으로 분할하고, 각각의 영역의 중심의 좌표 및 고속상륙정의 무게중심의 좌표를 제공하는 영역 분할부(100), 영역 분할부(100)가 제공한 각각의 영역의 중심에서, 부양 팬(11)이 회전하여 에어쿠션부(12에 가하는 압력인 부양 팬 힘(FLF)을 각각 산출하는 부양 팬 모델링부(200), 영역 분할부(100)가 제공한 각각의 영역의 중심에서, 선체(15)를 부상시키는 부양력인 쿠션 힘(FC)을 각각 산출하는 에어쿠션 모델링부(300), 및 에어쿠션 모델링부(300)가 산출한 쿠션 힘(FC)에 기초하여, 고속상륙정의 운동을 산출하는 모션 시뮬레이션부(500)를 포함하는 것을 특징으로 한다.

Description

고속상륙정의 시뮬레이션 시스템 및 이를 이용한 시뮬레이션 방법{HOVERCRAFT SYMULATION SYSTEM AND SYMULTION METHOD USING THE SAME}
본 발명은, 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템 및 이를 이용한 시뮬레이션 방법에 관한 것으로, 더욱 구체적으로 고속상륙정의 운동을 모델링함으로써 조종사가 조종 훈련을 할 수 있는 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템 및 이를 이용한 시뮬레이션 방법에 관한 것이다.
고속상륙정(Air Cushion Vehicle, Hovercraft)은 부양 팬(Lift Fan)에 의해 발생된 공기가 에어쿠션(Air Cushion)에 압력을 가하고, 에어쿠션이 선체를 부상시켜 추진하는 선박을 말한다. 고속상륙정은 공기부양정이라고도 불리며, 고속상륙정의 추력을 발생시키는 추진 팬(Thrust Fan), 노즐 형태의 구조물로 고속상륙정의 좌, 우 방향 추력을 발생시키는 보우 스러스터(Bow Thruster), 고속상륙정의 선회를 발생시키는 러더(Rudder), 고속상륙정을 수면 위로 부양시키는 추력을 발생시키는 부양 팬(Lift Fan), 및 부양 팬으로부터 공기를 공급받아 고속상륙정의 무게에 의한 힘과 평형을 이루어 부양 상태를 유지시키는 에어쿠션(Air Cushion)을 감싸는 스커트(skirt)로 이루어져 있다.
이러한 고속상륙정은, 공기의 힘으로 수면 위에 떠있기 때문에 선체가 물의 표면과 닿지 않아 물에 의한 저항, 파도에 의한 동요가 적다. 또한, 일반 선박에 비해 빠른 속력을 가지고, 수심이 얕은 연안이나 하천에서도 고속 기동이 가능하다. 게다가, 해안 상륙이 용이하고, 지형의 제약이 있으나 해안에 인접한 모래사장과 같은 육지에서도 이동이 가능하다. 이러한 여러 장점들 덕분에 병력과 장비를 적재하고 빠른 속도로 신속하게 목표해안에 진입할 수 있어 고속상륙정은 군용으로도 유용하게 이용되고 있다.
그러나, 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템이 없어 고속상륙정 조종 훈련이 어려운 큰 단점이 있었다.
한국공개특허 제 10-2013-0065905호(“공기 부양정”, 2013.06.20)
본 발명은 상기한 문제점을 해결하고자 안출된 것으로, 고속상륙정을 이루는 부양 팬, 에어 쿠션을 모델링하고, 이에 기초하여 고속상륙정의 운동을 시뮬레이션할 수 있는 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템 및 이를 이용한 시뮬레이션 방법을 제공하는 데 있다.
상기한 바와 같은 문제점을 해결하기 위하여, 본 발명의 일 실시예에 따른 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템은 회전하여 공기를 발생시키는 부양 팬(11), 및 부양 팬(11)이 발생시킨 공기에 의해 선체(15)를 부상시키는 에어쿠션부(12)를 포함한 고속상륙정(10)의 시뮬레이션 시스템(1000)에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 고속상륙정(10)의 z축과 수직한 평면을 복수개의 영역으로 분할하고, 각각의 영역의 중심의 좌표 및 고속상륙정의 무게중심의 좌표를 제공하는 영역 분할부(100), 영역 분할부(100)가 제공한 각각의 영역의 중심에서, 선체(15)를 부상시키는 부양력인 쿠션 힘(FC)을 각각 산출하는 에어쿠션 모델링부(300), 및 에어쿠션 모델링부(300)가 산출한 쿠션 힘(FC)에 기초하여, 고속상륙정의 운동을 산출하는 모션 시뮬레이션부(500)를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 영역 분할부(100)가 제공한 각각의 영역의 중심에서, 부양 팬(11)이 회전하여 에어쿠션부(12에 가하는 압력인 부양 팬 힘(FLF)을 각각 산출하는 부양 팬 모델링부(200)를 더 포함하고, 모션 시뮬레이션부(500)는, 부양 팬 모델링부(200)가 산출한 부양 팬 힘(FLF), 및 에어쿠션 모델링부(300)가 산출한 쿠션 힘(FC)에 기초하여, 고속상륙정의 속도, 변위, 각속도, 및 회전 각변위 중 적어도 하나를 산출하는 것을 특징으로 한다.
또한, 부양 팬 힘(FLF)은, 부양 팬(11)의 분 당 회전 수(N)에 기초하여 결정되고, 부양 팬 힘(FLF)은, 하기 수식 1에 기초하여 산출되는 것을 특징으로 한다.
Figure 112021045832997-pat00001
또한, 쿠션 힘(FC)은, 에어쿠션부(12)의 높이에 기초하여 결정되고, 쿠션 힘(FC)은, 하기 수식 2에 기초하여 산출되는 것을 특징으로 한다.
Figure 112021045832997-pat00002
또한, 상기 모션 시뮬레이션부(500)는, 각각의 영역에 대한 상기 부양 팬 힘(FLF), 및 상기 쿠션 힘(FC)에 기초하여 상기 고속상륙정(10)의 x축, y축, 및 z축에 대한 동유체력(Fx, Fy, Fz)을 산출하는 동유체력 산출부(510)를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 모션 시뮬레이션부(500)는, 각각의 영역에 대한 상기 부양 팬 힘(FLF), 및 상기 쿠션 힘(FC)에 기초하여 상기 고속상륙정(10)의 x축, y축, 및 z축에 대한 동유체모멘트(Mx, My, Mz)를 산출하는 동유체모멘트 산출부(520)를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 동유체력 산출부(510) 및 상기 동유체모멘트 산출부(520)는, 6자유도 운동방정식에 기초하여 상기 고속상륙정(10)의 x축, y축, 및 z축에 대한 동유체력(Fx, Fy, Fz) 및 동유체모멘트(Mx, My, Mz)를 산출하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 모션 시뮬레이션부(500)는, 상기 동유체력 산출부(510)가 산출한 상기 동유체력(Fx, Fy, Fz) 및 상기 동유체모멘트 산출부(520)가 산출한 동유체모멘트(Mx, My, Mz)에 기초하여, 상기 고속상륙정(10)의 병진 운동에 해당하는 x, y, 및 z축에 대한 가속도, 속도, 및 변위와 상기 고속상륙정(10)의 회전운동에 해당하는 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 축에 대한 각가속도, 각속도 및 회전 각변위 중 적어도 하나를 산출하는 모션 산출부(530)를 포함하는 것을 특징으로 한다.
한편, 회전하여 공기를 발생시키는 부양 팬, 및 상기 부양 팬이 발생시킨 공기에 의해 선체를 부상시키는 에어쿠션을 포함한 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템을 이용한 시뮬레이션 방법에 있어서, 프로세서가, (a) 상기 고속상륙정의 z축과 수직한 평면을 복수개의 영역으로 분할하고, 각각의 영역의 중심의 좌표 및 상기 고속상륙정의 무게중심의 좌표를 산출하는 단계, (b) 분할된 상기 각각의 영역의 중심에서, 상기 부양 팬이 회전하여 상기 에어쿠션에 가하는 압력인 부양 팬 힘(FLF)을 각각 산출하는 단계, (c) 분할된 상기 각각의 영역의 중심에서, 상기 선체를 부상시키는 부양력인 쿠션 힘(FC)을 각각 산출하는 단계, 및 (d) 상기 단계 (b)에서 산출한 상기 부양 팬 힘(FLF) 및 상기 단계 (c)에서 산출한 상기 쿠션 힘(FC)에 기초하여, 상기 고속상륙정의 속도, 변위, 각속도, 및 회전 각변위 중 적어도 하나를 산출하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 단계 (d)는, (d1) 각각의 영역에 대한 상기 부양 팬 힘(FLF), 및 상기 쿠션 힘(FC)에 기초하여 상기 고속상륙정의 x축, y축, 및 z축에 대한 동유체력(Fx, Fy, Fz)을 산출하는 단계, (d2) 각각의 영역에 대한 상기 부양 팬 힘(FLF), 및 상기 쿠션 힘(FC)에 기초하여 상기 고속상륙정의 x축, y축, 및 z축에 대한 동유체모멘트(Mx, My, Mz)를 산출하는 단계, 및 (d3) 상기 단계 (d1)에서 산출한 상기 동유체력(Fx, Fy, Fz) 및 상기 단계 (d2)에서 산출한 동유체모멘트(Mx, My, Mz)에 기초하여, 상기 고속상륙정의 병진 운동에 해당하는 x, y, 및 z축에 대한 가속도, 속도, 및 변위와 상기 고속상륙정(10)의 회전운동에 해당하는 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 축에 대한 각가속도, 각속도 및 회전 각변위 중 적어도 하나를 산출하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 단계 (d2)는, (d2-1) 각각의 영역의 중심에서의 쿠션 힘(FC)이 무게중심(CG)에 작용하는 각 영역에 대한 모멘트(M)를 산출하는 단계, 및 (d2-2) 각각의 영역에 대한 상기 부양 팬 힘(FLF), 상기 쿠션 힘(FC), 및 상기 모멘트(M)에 기초하여 상기 고속상륙정의 x축, y축, 및 z축에 대한 각가속도, 각속도 및 회전 각변위 중 적어도 하나를 산출하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 단계 (d3)은, (d3-1) 상기 단계 (d1)에서 산출한 상기 동유체력(Fx, Fy, Fz) 및 상기 단계 (d2)에서 산출한 동유체모멘트(Mx, My, Mz)를 연립하여 상기 고속상륙정의 x, y, 및 z축에 대한 가속도(
Figure 112021045832997-pat00003
)를 산출하는 단계, (d3-2) 상기 단계 (d3-1)에서 산출한 고속상륙정의 x, y, 및 z축에 대한 가속도(
Figure 112021045832997-pat00004
)를 적분하여 고속상륙정의 x, y, 및 z축에 대한 속도(
Figure 112021045832997-pat00005
)를 산출하는 단계, 및 (d3-3) 상기 단계 (d3-2)에서 산출한 고속상륙정의 x, y, 및 z축에 대한 속도(
Figure 112021045832997-pat00006
)를 적분하여 고속상륙정의 x, y, 및 z축에 대한 변위(
Figure 112021045832997-pat00007
)를 산출하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 단계 (d3)는, (d3-1) 상기 부양 팬 힘(FLF), 상기 쿠션 힘(FC), 및 상기 모멘트(M)를 6자유도 운동방정식에 대입하여 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 운동에 대한 각가속도(
Figure 112021045832997-pat00008
)를 산출하는 단계, (d3-2) 상기 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 운동에 대한 각가속도(
Figure 112021045832997-pat00009
)를 적분하여 상기 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 운동에 대한 각속도(
Figure 112021045832997-pat00010
)를 산출하는 단계, 및 (d3-3) 상기 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 운동에 대한 각속도(
Figure 112021045832997-pat00011
)를 적분하여 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 운동에 대한 회전 각변위(
Figure 112021045832997-pat00012
)를 산출하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 단계 (b) 및 단계 (c)는, 동시에 수행되는 것을 특징으로 한다.
상기한 구성에 따른 본 발명은, 고속상륙정의 3차원 시뮬레이션 모델링에서 필요한 여러 가지 요소 모델 중 가장 핵심이 되는 부양 팬에 의해 발생하는 힘 및 에어쿠션부에 의해 발생하는 부양력을 영역을 나누어 모델링하고, 이를 다시 무게중심에서 해석함으로써, 더욱 정확하고 정밀한 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템을 제공하여 조종사들이 신뢰성있는 고속상륙정 조종 훈련을 할 수 있는 큰 효과가 있다.
도 1은 본 발명의 고속상륙정의 사시도이다.
도 2는 본 발명의 고속상륙정의 평면도이다.
도 3은 본 발명의 고속상륙정의 단면도이다.
도 4는 본 발명의 고속상륙정의 선체 영역 모델링 구성도이다.
도 5 및 6은 본 발명의 고속상륙정의 제 1 내지 4 영역 모델링 구성도이다.
도 7은 본 발명의 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템의 구성도이다.
본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명을 하고자 한다. 그러나, 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.
어떤 구성요소가 다른 구성요소에 “연결되어” 있다거나 “접속되어” 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다.
다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 가지고 있다.
일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 의미를 가지는 것으로 해석되어야 하며, 본 출원에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.
이하, 본 발명의 기술적 사상을 첨부된 도면을 사용하여 더욱 구체적으로 설명한다.
첨부된 도면은 본 발명의 기술적 사상을 더욱 구체적으로 설명하기 위하여 도시한 일예에 불과하므로 본 발명의 기술적 사상이 첨부된 도면의 형태에 한정되는 것은 아니다.
고속상륙정(10)은 도 1 및 2에 도시된 바와 같이, 선체(15), 부양 팬(11), 에어쿠션부(12), 추진 팬(13), 러더(14), 보우 스러스터(16)를 포함하여 이루어질 수 있다.
추진 팬(13)은, 고속상륙정(10)의 좌측 및 우측에 구비된 엔진에서 생성된 동력(Torque)에 의해 회전하여 추력을 발생시킨다. 도 1 및 2에 도시된 바와 같이, 추진 팬(13)은 고속 상륙정의 후방 좌우측 양측에 각각 구비될 수 있다. 즉, 고속상륙정(10)은 제 1 및 2 추진 팬(13)을 가질 수 있다.
러더(14)는, 추진 팬(13)의 후방에 장착된 방향 조종면으로써, 조종사의 입력에 의해 좌측 및 우측 방향으로 굴절 정도를 조정하여 추진 팬(13)으로부터 발생된 추력 벡터를 편향시킴으로써 고속상륙정의 선회를 발생시킨다.
보우 스러스터(16)는, 고속상륙정(10)의 선수 중간에 구비되어 유체가 흐르는 덕트이다. 좌측 및 우측에 구비된 엔진에서 생성된 동력을 이용하여 고속상륙정(10)의 선수를 좌측 및 우측으로 움직이는 추력을 발생시킨다. 이러한 보우 스러스터(16)는, 도 1 및 2에 도시된 바와 같이 선체의 좌우측 양측에 각각 존재할 수 있다. 즉, 고속상륙정(10)은 제 1 및 2 보우 스러스터를 포함한다.
부양 팬(11)은, 보우 스러스터(16)의 하부에 형성되고, 회전하여 발생시킨 공기를 선체의 하부의 에어쿠션부(12)로 불어넣는다. 이러한 부양 팬(11)은 좌우측 양측에 각각 2개씩 구비될 수 있다. 즉 고속상륙정(10)은 제 1 내지 4 부양 팬을 포함할 수 있다.
에어쿠션부(12)는, 선체(15)의 하단에 형성된 고무로 이루어진 튜브 형태이며 밑바닥이 개방된 스커트(12a), 및 스커트(12a)에 의해 적어도 일부가 감싸진 공간이고, 부양 팬(11)에 의해 발생된 공기를 입력받아 선체(15)를 부상시키는 에어쿠션(12b)으로 이루어져있다. 에어쿠션부(12)의 부양력은 선체(15)의 자중에 의한 힘과 평형상태를 이루고, 스커트(12a) 내부에 일정한 압력이 유지되어 고속상륙정(10)을 지속적으로 부양시킬 수 있다.
본 발명은, 이러한 고속상륙정(10)의 부양 팬(11)에 의해 발생하는 힘 및 에어쿠션부(12)에 의해 발생하는 부양력을 영역을 나누어 모델링하고, 이를 다시 무게중심에서 해석함으로써, 더욱 정확하고 정밀한 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템(1000)을 제공하고자 한다.
본 발명은 회전하여 공기를 발생시키는 부양 팬(11), 및 부양 팬(11)이 발생시킨 공기에 의해 선체(15)를 부상시키는 에어쿠션부(12)를 포함한 고속상륙정(10)의 시뮬레이션 시스템(1000)에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 고속상륙정(10)의 z축과 수직한 평면을 복수개의 영역으로 분할하고, 각각의 영역의 중심의 좌표 및 고속상륙정의 무게중심의 좌표를 제공하는 영역 분할부(100), 영역 분할부(100)가 제공한 각각의 영역의 중심에서, 부양 팬(11)이 회전하여 에어쿠션부(12에 가하는 압력인 부양 팬 힘(FLF)을 각각 산출하는 부양 팬 모델링부(200), 영역 분할부(100)가 제공한 각각의 영역의 중심에서, 선체(15)를 부상시키는 부양력인 쿠션 힘(FC)을 각각 산출하는 에어쿠션 모델링부(300), 및 에어쿠션 모델링부(300)가 산출한 쿠션 힘(FC)에 기초하여, 고속상륙정의 운동을 산출하는 모션 시뮬레이션부(500)를 포함하는 것을 특징으로 한다.
모션 시뮬레이션부(500)는, 부양 팬 모델링부(200)가 산출한 부양 팬 힘(FLF), 및 에어쿠션 모델링부(300)가 산출한 쿠션 힘(FC)에 기초하여, 고속상륙정의 속도, 변위, 각속도, 및 회전 각변위 중 적어도 하나를 산출하는 것을 특징으로 한다.
한편, 상기 영역 분할부(100)는, 도 4 내지 6에 도시된 바와 같이, 먼저 고속상륙정(10)의 에어쿠션부(12)의 z축과 수직한 평면(x-y평면)으로의 단면을 직사각형 형태의 선체 영역(SA)으로 모델링할 수 있다. 선체 영역(SA)의 중심은 z축과 수직한 평면(x-y평면)에서 고속상륙정(10)의 무게중심(CG)일 수 있다. 영역 분할부(100)는 무게중심(CG)을 기준으로 선체 영역(SA)을 복수개의 영역으로 분할할 수 있다. 바람직하게 선체 영역(SA)을 4개, 8개, 16개로 분할할 수 있으며, 더욱 바람직하게 4개의 영역인 제 1 영역(SA1) 내지 제 4 영역(SA4)으로 분할할 수 있다. 도 4 내지 6에는 4개의 영역(SA1 내지 SA4)으로 분할된 선체 영역(SA)이 도시되어 있다. 여기서, 모델링된 선체 영역(SA)의 넓이는 상기 고속상륙정(10)의 선체의 넓이와 같은 것일 수 있다.
상기 영역 분할부(100)는 분할된 제 1 영역(SA1) 내지 제 4 영역(SA4)의 중심점의 좌표인 SA1(XC1, YC1, ZC1), SA2(XC2, YC2, ZC2), SA3(XC3, YC3, ZC3), SA1(XC4, YC4, ZC4)를 제공할 수 있으며, 고속상륙정(10)의 무게중심(CG)의 좌표인 CG(XHC, YHC, ZHC)를 제공할 수 있다.
한편, 부양 팬 모델링부(200)는 도 5에 도시된 바와 같이, 제 1 영역(SA1) 내지 제 4 영역(SA4)의 각각의 중심에서 부양 팬(11)이 회전하여 발생시킨 공기에 의해 상기 에어쿠션부(12)에 가하는 압력인 부양 팬 힘(FLF1 내지 FLF4)을 산출할 수 있다.
부양 팬 힘(FLF)은, 부양 팬(11)의 분 당 회전 수(N)에 기초하여 결정되고, 부양 팬 모델링부(200)는, 하기 수식 1에 기초하여 부양 팬 힘(FLF)을 산출하는 것을 특징으로 한다.
Figure 112021045832997-pat00013
바람직하게, 각 영역에 대한 부양 팬 힘(FLF)은, 제 1 내지 4 영역의 중심에서 z축 음의 방향으로 제 1 내지 4 부양 팬 힘(FLF1, FLF2, FLF3, FLF4)이 형성될 수 있다. 또한, 상기 부양 팬 모델링부(200)는 제 1 내지 4 부양 팬 힘의 크기를 모두 동일하게 모델링 할 수 있다(즉, FLF1 = FLF2 = FLF3 = FLF4).
또한, 부양 팬 모델링부(200)는, 상기 고속상륙정의 전진 속도에 따라 상기 부양 팬에 가해지는 공기 유량 및 공기 압력 계수에 대한 테이블을 포함하고, 상기 부양 팬 추력 계수(CLF)는, 상기 공기 유량 및 공기 압력 계수에 대한 테이블에 기초하여 결정되는 것을 특징으로 할 수 있다.
부양 팬 모델링부(200)는, 부양 팬(11)을 3차원 모델링하고, 3차원 모델링한 부양 팬(11)에 고속상륙정(10)의 속도에 따른 공기 흐름을 적용하여 시뮬레이션함으로써 부양 팬(11)에 가해지는 공기 유량 및 공기 압력 계수에 대한 테이블을 생성할 수 있다. 여기서, 부양 팬(11)의 3차원 모델링은 CATIA(Computer-Graphics Aided Three-Dimensional Interative Application) 프로그램으로부터 제공받을 수 있으며, 부양 팬(11)에 가해지는 공기 유량 및 공기 압력 계수에 대한 테이블은 CFD(Computational fluid dynamics) 프로그램으로부터 제공받을 수 있다. 표 1은 고속상륙정의 속도에 따른 부양 팬 추력 계수이다. Velocity는 고속 상륙정의 전진 속도이다.
Velocity(m/s) CLF
5 0.001628
10 0.001913
15 0.002442
20 0.003093
25 0.003907
30 0.004802
한편, 에어쿠션 모델링부(300)는 도 6에 도시된 바와 같이, 제 1 영역(SA1) 내지 제 4 영역(SA4)의 각각의 중심에서 상기 선체(15)를 부상시키는 부양력인 쿠션 힘(FC1 내지 FC4)을 산출할 수 있다.
쿠션 힘(FC)은, 에어쿠션부(12)의 높이에 기초하여 결정되고, 쿠션 힘(FC)은, 하기 수식 2에 기초하여 산출되는 것을 특징으로 한다.
Figure 112021045832997-pat00014
여기서, 공기 유량 배출량()은, 스커트의 밑바닥이 개방되어 스커트로부터 외부로 배출(손실)되는 공기의 배출량을 의미하고, 외부로 배출되는 공기 유량의 양과 속도는 일정하다고 가정한다.
상기 에어쿠션부(12)의 높이(h)는, 구체적으로 스커트(12a)의 높이일 수 있다. 부양 팬(11)으로부터 공기를 공급받지 않은 상태에서의 스커트(12a)의 높이는 0일 수 있으며, 부양 팬(11)으로부터 공기를 공급받아 스커트(12a)가 부풀었을 때의 z축으로의 높이가 에어쿠션부(12)의 높이(h)일 수 있다.
한편, 상기 모션 시뮬레이션부(500)는, 각각의 영역에 대한 상기 부양 팬 힘(FLF), 및 상기 쿠션 힘(FC)에 기초하여 상기 고속상륙정(10)의 x축, y축, 및 z축에 대한 동유체력(Fx, Fy, Fz)을 산출하는 동유체력 산출부(510)를 포함하는 것을 특징으로 한다.
동유체력 산출부(510)는, 6자유도 운동방정식(오일러 힘과 모멘트 방정식)에 기초하여 x축, y축, 및 z축 방향으로의 동유체력(Fx, Fy, Fz)을 산출할 수 있다. 이때, 각 영역에 대한 부양 팬 힘(FLF), 및 쿠션 힘(FC)을 대입한다.
하기 수식 [3-1]로 x축에 대한 동유체력(Fx)을 구할 수 있다.
Figure 112021045832997-pat00015
(CBT1 : 제 1 보우 스러스터가 가하는 힘, NBT1 : 제 1 보우 스러스터의 분 당 회전수, θBT1 : 제 1 보우 스러스터의 각도, CBT2 : 제 2 보우 스러스터가 가하는 힘, NBT2 : 제 2 보우 스러스터의 분 당 회전수, θBT2 : 제 2 보우 스러스터의 각도, CTF1 : 제 1 추진 팬이 가하는 힘, NTF1 : 제 1 추진 팬의 분 당 회전수, DTF1 : 제 1 추진 팬의 직경, CRj : 러더가 가하는 힘, AHX : 고속상륙정에 x축과 수직한 단면의 면적, CHCX : x축 방향으로 고속상륙정의 재질에 따른 공기 저항력, FXR : x축 방향으로의 공기저항력, Vx : x축 방향으로의 속도)
또한, 하기 수식 [3-2]로 y축에 대한 동유체력(FY)을 구할 수 있다.
Figure 112021045832997-pat00016
(AHY : 고속상륙정에 y축과 수직한 단면의 면적, CHCY : y축 방향으로 고속상륙정의 재질에 따른 공기 저항력, FYR : y축 방향으로의 공기저항력, Vy : y축 방향으로의 속도)
또한, 하기 수식 [3-3]으로 z축에 대한 동유체력(FZ)을 구할 수 있다.
Figure 112021045832997-pat00017
한편, 상기 모션 시뮬레이션부(500)는, 각각의 영역에 대한 상기 부양 팬 힘(FLF), 및 상기 쿠션 힘(FC)에 기초하여 상기 고속상륙정(10)의 x축, y축, 및 z축에 대한 동유체모멘트(Mx, My, Mz)를 산출하는 동유체모멘트 산출부(520)를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 동유체력 산출부(510) 및 상기 동유체모멘트 산출부(520)는, 6자유도 운동방정식에 기초하여 상기 고속상륙정(10)의 x축, y축, 및 z축에 대한 동유체력(Fx, Fy, Fz) 및 동유체모멘트(Mx, My, Mz)를 산출하는 것을 특징으로 한다.
하기 수식 [4-1]로 x축에 대한 동유체모멘트(Mx)을 구할 수 있다.
Figure 112021045832997-pat00018
Figure 112021045832997-pat00019
(XHC :무게중심의 x좌표 , YHC : 무게중심의 y좌표, XC1 내지 XC4 : 제 1 내지 4 영역의 중심에서부터 무게중심까지의 x축방향 거리, YC1 내지 YC4 : 제 1 내지 4 영역의 중심에서부터 무게중심까지의 y축방향 거리)
또한, 하기 수식 [4-2]로 y축에 대한 동유체모멘트(My)을 구할 수 있다.
Figure 112021045832997-pat00020
Figure 112021045832997-pat00021
(XL1 내지 XL4 : 제 1 내지 4 부양 팬의 x좌표)
또한, 하기 수식 [4-3]으로 z축에 대한 동유체모멘트(Mz)을 구할 수 있다.
Figure 112021045832997-pat00022
(Ix : x축 방향 관성모멘텀, Iy : y축 방향 관성모멘텀, Iz : z축 방향 관성모멘텀, XBT1 : 제 1 보우 스러스터의 x좌표, YBT1 : 제 1 보우 스러스터의 y좌표, XBT2 : 제 2 보우 스러스터의 x좌표, YBT2 : 제 2 보우 스러스터의 y좌표, XTF1 : 제 1 추진 팬의 x좌표, YTF1 : 제 1 추진 팬의 y좌표, XTF1 : 제 2 추진 팬의 x좌표, YTF2 : 제 2 추진 팬의 y좌표)
상기 모션 시뮬레이션부(500)는, 상기 동유체력 산출부(510)가 산출한 상기 동유체력(Fx, Fy, Fz) 및 상기 동유체모멘트 산출부(520)가 산출한 동유체모멘트(Mx, My, Mz)에 기초하여, 상기 고속상륙정(10)의 병진 운동에 해당하는 x, y, 및 z축에 대한 가속도(
Figure 112021045832997-pat00023
), 속도(
Figure 112021045832997-pat00024
), 및 변위(
Figure 112021045832997-pat00025
)와 상기 고속상륙정(10)의 회전운동에 해당하는 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 축에 대한 각가속도(
Figure 112021045832997-pat00026
), 각속도(
Figure 112021045832997-pat00027
) 및 회전 각변위(
Figure 112021045832997-pat00028
) 중 적어도 하나를 산출하는 모션 산출부(530)를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 모션 산출부(530)는, 상기 동유체력(Fx, Fy, Fz) 및 상기 동유체모멘트(Mx, My, Mz)에 대한 식인 수식 3-1 내지 4-3을 연립하여 x, y, 및 z축에 대한 가속도(
Figure 112021045832997-pat00029
)를 산출할 수 있으며, x, y, 및 z축에 대한 가속도(
Figure 112021045832997-pat00030
)를 적분하여 x, y, 및 z축에 대한 속도(
Figure 112021045832997-pat00031
)를 산출할 수 있다. 또한, x, y, 및 z축에 대한 속도(
Figure 112021045832997-pat00032
)를 적분하여 변위(
Figure 112021045832997-pat00033
)를 산출할 수 있다.
또한, 상기 모션 산출부(530)는, 상기 동유체력(Fx, Fy, Fz) 및 상기 동유체모멘트(Mx, My, Mz)에 대한 식인 수식 3-1 내지 4-3을 연립하여 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 축에 대한 각가속도(
Figure 112021045832997-pat00034
)를 산출할 수 있으며, 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 운동에 대한 각가속도(
Figure 112021045832997-pat00035
)를 적분하여 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 운동에 대한 각속도(
Figure 112021045832997-pat00036
)를 산출할 수 있다. 또한, 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 운동에 대한 각속도(
Figure 112021045832997-pat00037
)를 적분하여 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 운동에 대한 회전 각변위(
Figure 112021045832997-pat00038
)를 산출할 수 있다.
한편, 본 발명의 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템(1000)은, 상기 모션 시뮬레이션부(500)에서 산출한 고속상륙정의 운동에 기초하여 시간에 따른 고속상륙정의 3D 이미지를 생성하고 출력할 수 있는 디스플레이부(400)를 더 포함할 수 있다.
상기 디스플레이부는, 사용자로부터 고속상륙정의 체적, 선체의 크기, 제 1 및 2 추진 팬의 직경, 제 1 및 2 추진 팬의 분 당 회전수, 제 1 및 2 보우 스러스터의 폭, 제 1 및 2 보우 스러스터의 지면과의 각도, 제 1 및 2 보우 스러스터가 가하는 힘, 제 1 내지 4 부양 팬의 분당 회전수, 제 1 내지 4 부양 팬의 직경, 공기 밀도, 에어쿠션부의 면적, 공기유량 배출량, 러더가 가하는 힘, 고속상륙정의 공기저항력등을 입력받아 고속상륙정(10)의 3D 이미지를 생성할 수 있다.
또한, 디스플레이부(400)는, 모션 시뮬레이션부(500)에서 산출한 고속상륙정(10)의 x, y, 및 z축에 대한 가속도(
Figure 112021045832997-pat00039
), 속도(
Figure 112021045832997-pat00040
), 및 변위(
Figure 112021045832997-pat00041
)와 상기 고속상륙정(10)의 회전운동에 해당하는 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 축에 대한 각가속도(
Figure 112021045832997-pat00042
), 각속도(
Figure 112021045832997-pat00043
) 및 회전 각변위(
Figure 112021045832997-pat00044
)에 기초하여 고속상륙정(10)의 3D 이미지를 생성할 수 있다.
한편, 본 발명의 바람직한 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템을 이용한 시뮬레이션 방법은, 프로세서가, (a) 상기 고속상륙정의 z축과 수직한 평면을 복수개의 영역으로 분할하고, 각각의 영역의 중심의 좌표 및 상기 고속상륙정의 무게중심의 좌표를 산출하는 단계, (b) 분할된 상기 각각의 영역의 중심에서, 상기 부양 팬이 회전하여 상기 에어쿠션에 가하는 압력인 부양 팬 힘(FLF)을 각각 산출하는 단계, (c) 분할된 상기 각각의 영역의 중심에서, 상기 선체를 부상시키는 부양력인 쿠션 힘(FC)을 각각 산출하는 단계, 및 (d) 상기 단계 (b)에서 산출한 상기 부양 팬 힘(FLF) 및 상기 단계 (c)에서 산출한 상기 쿠션 힘(FC)에 기초하여, 상기 고속상륙정의 속도, 변위, 각속도, 및 회전 각변위 중 적어도 하나를 산출하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 단계 (d)는, (d1) 각각의 영역에 대한 상기 부양 팬 힘(FLF), 및 상기 쿠션 힘(FC)에 기초하여 상기 고속상륙정의 x축, y축, 및 z축에 대한 동유체력(Fx, Fy, Fz)을 산출하는 단계, (d2) 각각의 영역에 대한 상기 부양 팬 힘(FLF), 및 상기 쿠션 힘(FC)에 기초하여 상기 고속상륙정의 x축, y축, 및 z축에 대한 동유체모멘트(Mx, My, Mz)를 산출하는 단계, 및 (d3) 상기 단계 (d1)에서 산출한 상기 동유체력(Fx, Fy, Fz) 및 상기 단계 (d2)에서 산출한 동유체모멘트(Mx, My, Mz)에 기초하여, 상기 고속상륙정의 병진 운동에 해당하는 x, y, 및 z축에 대한 가속도, 속도, 및 변위와 상기 고속상륙정(10)의 회전운동에 해당하는 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 축에 대한 각가속도, 각속도 및 회전 각변위 중 적어도 하나를 산출하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 단계 (d2)는, (d2-1) 각각의 영역의 중심에서의 쿠션 힘(FC)이 무게중심(CG)에 작용하는 각 영역에 대한 모멘트(M)를 산출하는 단계, 및 (d2-2) 각각의 영역에 대한 상기 부양 팬 힘(FLF), 상기 쿠션 힘(FC), 및 상기 모멘트(M)에 기초하여 상기 고속상륙정의 x축, y축, 및 z축에 대한 각가속도, 각속도 및 회전 각변위 중 적어도 하나를 산출하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 단계 (d3)은, (d3-1) 상기 단계 (d1)에서 산출한 상기 동유체력(Fx, Fy, Fz) 및 상기 단계 (d2)에서 산출한 동유체모멘트(Mx, My, Mz)를 연립하여 상기 고속상륙정의 x, y, 및 z축에 대한 가속도(
Figure 112021045832997-pat00045
)를 산출하는 단계, (d3-2) 상기 단계 (d3-1)에서 산출한 고속상륙정의 x, y, 및 z축에 대한 가속도(
Figure 112021045832997-pat00046
)를 적분하여 고속상륙정의 x, y, 및 z축에 대한 속도(
Figure 112021045832997-pat00047
)를 산출하는 단계, 및 (d3-3) 상기 단계 (d3-2)에서 산출한 고속상륙정의 x, y, 및 z축에 대한 속도(
Figure 112021045832997-pat00048
)를 적분하여 고속상륙정의 x, y, 및 z축에 대한 변위(
Figure 112021045832997-pat00049
)를 산출하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 단계 (d3)는, (d3-4) 상기 부양 팬 힘(FLF), 상기 쿠션 힘(FC), 및 상기 모멘트(M)를 6자유도 운동방정식에 대입하여 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 운동에 대한 각가속도(
Figure 112021045832997-pat00050
)를 산출하는 단계, (d3-5) 상기 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 운동에 대한 각가속도(
Figure 112021045832997-pat00051
)를 적분하여 상기 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 운동에 대한 각속도(
Figure 112021045832997-pat00052
)를 산출하는 단계, 및 (d3-6) 상기 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 운동에 대한 각속도(
Figure 112021045832997-pat00053
)를 적분하여 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 운동에 대한 회전 각변위(
Figure 112021045832997-pat00054
)를 산출하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 단계 (b) 및 단계 (c)는, 동시에 수행되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 단계 (d1) 및 단계 (d2)는, 동시에 수행되는 것을 특징으로 한다.
본 발명은 상기한 실시예에 한정되지 아니하며, 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 다양한 변형 실시가 가능한 것은 물론이다.
10 : 고속상륙정
11 : 부양 팬
12 : 에어쿠션부
13 : 추진 팬
14 : 러더
15 : 선체
16 : 바우 스러스터
100 : 영역 분할부
200 : 부양 팬 모델링부
300 : 에어쿠션 모델링부
400 : 디스플레이부
500 : 모션 시뮬레이션부
1000 : 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템
CG : 무게중심
FC1 내지 FC2 : 제 1 내지 4 영역의 쿠션 힘
FLF1 내지 FLF4 : 제 1 내지 4 영역의 부양 팬 힘

Claims (14)

  1. 회전하여 공기를 발생시키는 부양 팬, 및 상기 부양 팬이 발생시킨 공기에 의해 선체를 부상시키는 에어쿠션부를 포함한 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템에 있어서,
    상기 고속상륙정의 z축과 수직한 평면을 복수개의 영역으로 분할하고, 각각의 영역의 중심의 좌표 및 상기 고속상륙정의 무게중심의 좌표를 제공하는 영역 분할부;
    상기 영역 분할부가 제공한 각각의 영역의 중심에서, 상기 선체를 부상시키는 부양력인 쿠션 힘을 각각 산출하는 에어쿠션 모델링부; 및
    상기 에어쿠션 모델링부가 산출한 상기 쿠션 힘에 기초하여, 상기 고속상륙정의 운동을 산출하는 모션 시뮬레이션부;를 포함하는 것
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 영역 분할부가 제공한 각각의 영역의 중심에서, 상기 부양 팬이 회전하여 상기 에어쿠션부에 가하는 압력인 부양 팬 힘을 각각 산출하는 부양 팬 모델링부;를 더 포함하고,
    상기 모션 시뮬레이션부는,
    상기 부양 팬 모델링부가 산출한 부양 팬 힘, 및 상기 에어쿠션 모델링부가 산출한 상기 쿠션 힘에 기초하여, 상기 고속상륙정의 속도, 변위, 각속도, 및 회전 각변위 중 적어도 하나를 산출하는것
    을 특징으로 하는 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 부양 팬 힘은, 상기 부양 팬의 분 당 회전 수에 기초하여 결정되고,
    상기 부양 팬 모델링부는,
    하기 수식 1에 기초하여 상기 부양 팬 힘을 산출하는 것
    을 특징으로 하는 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템.
    Figure 112021045832997-pat00055

  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 쿠션 힘은, 상기 에어쿠션부의 높이에 기초하여 결정되고,
    상기 에어쿠션 모델링부는, 하기 수식 2에 기초하여 쿠션 힘을 산출하는 것
    을 특징으로 하는 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템.
    Figure 112021045832997-pat00056

  5. 제 2 항에 있어서,
    상기 모션 시뮬레이션부는,
    각각의 영역에 대한 상기 부양 팬 힘, 및 상기 쿠션 힘에 기초하여 상기 고속상륙정의 x축, y축, 및 z축에 대한 동유체력을 산출하는 동유체력 산출부;를 포함하는 것
    을 특징으로 하는 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 모션 시뮬레이션부는,
    각각의 영역에 대한 상기 부양 팬 힘, 및 상기 쿠션 힘에 기초하여 상기 고속상륙정의 x축, y축, 및 z축에 대한 동유체모멘트를 산출하는 동유체모멘트 산출부;를 포함하는 것
    을 특징으로 하는 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 동유체력 산출부 및 상기 동유체모멘트 산출부는,
    6자유도 운동방정식에 기초하여 상기 고속상륙정의 x축, y축, 및 z축에 대한 동유체력 및 동유체모멘트를 산출하는 것
    을 특징으로 하는 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템.
  8. 제 6 항에 있어서,
    상기 모션 시뮬레이션부는,
    상기 동유체력 산출부가 산출한 상기 동유체력 및 상기 동유체모멘트 산출부가 산출한 동유체모멘트에 기초하여, 상기 고속상륙정의 병진 운동에 해당하는 x, y, 및 z축에 대한 가속도, 속도, 및 변위와 상기 고속상륙정의 회전운동에 해당하는 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 축에 대한 각가속도, 각속도 및 회전 각변위 중 적어도 하나를 산출하는 모션 산출부;를 포함하는 것
    을 특징으로 하는 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템.
  9. 회전하여 공기를 발생시키는 부양 팬, 및 상기 부양 팬이 발생시킨 공기에 의해 선체를 부상시키는 에어쿠션을 포함한 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템을 이용한 시뮬레이션 방법에 있어서,
    프로세서가,
    (a) 상기 고속상륙정의 z축과 수직한 평면을 복수개의 영역으로 분할하고, 각각의 영역의 중심의 좌표 및 상기 고속상륙정의 무게중심의 좌표를 산출하는 단계;
    (b) 상기 분할된 각각의 영역의 중심에서, 상기 부양 팬이 회전하여 상기 에어쿠션에 가하는 압력인 부양 팬 힘을 각각 산출하는 단계;
    (c) 분할된 상기 각각의 영역의 중심에서, 상기 선체를 부상시키는 부양력인 쿠션 힘을 각각 산출하는 단계; 및
    (d) 상기 단계 (b)에서 산출한 상기 부양 팬 힘 및 상기 단계 에서 산출한 상기 쿠션 힘에 기초하여, 상기 고속상륙정의 속도, 변위, 각속도, 및 회전 각변위 중 적어도 하나를 산출하는 단계;를 포함하는 것
    을 특징으로 하는 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템을 이용한 시뮬레이션 방법.
  10. 제 9 항에 있어서,
    상기 단계 (d)는,
    (d1) 각각의 영역에 대한 상기 부양 팬 힘, 및 상기 쿠션 힘에 기초하여 상기 고속상륙정의 x축, y축, 및 z축에 대한 동유체력을 산출하는 단계;
    (d2) 각각의 영역에 대한 상기 부양 팬 힘, 및 상기 쿠션 힘에 기초하여 상기 고속상륙정의 x축, y축, 및 z축에 대한 동유체모멘트를 산출하는 단계; 및
    (d3) 상기 단계 (d1)에서 산출한 상기 동유체력 및 상기 단계 (d2)에서 산출한 동유체모멘트에 기초하여, 상기 고속상륙정의 병진 운동에 해당하는 x, y, 및 z축에 대한 가속도, 속도, 및 변위와 상기 고속상륙정의 회전운동에 해당하는 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 축에 대한 각가속도, 각속도 및 회전 각변위 중 적어도 하나를 산출하는 단계;를 포함하는 것
    을 특징으로 하는 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템을 이용한 시뮬레이션 방법.
  11. 제 10 항에 있어서,
    상기 단계 (d2)는,
    (d2-1) 각각의 영역의 중심에서의 쿠션 힘이 무게중심에 작용하는 각 영역에 대한 모멘트를 산출하는 단계; 및
    (d2-2) 각각의 영역에 대한 상기 부양 팬 힘, 상기 쿠션 힘, 및 상기 모멘트에 기초하여 상기 고속상륙정의 x축, y축, 및 z축에 대한 각가속도, 각속도 및 회전 각변위 중 적어도 하나를 산출하는 단계;를 포함하는 것
    을 특징으로 하는 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템을 이용한 시뮬레이션 방법.
  12. 제 10 항에 있어서,
    상기 단계 (d3)는,
    (d3-1) 상기 단계 (d1)에서 산출한 상기 동유체력 및 상기 단계 (d2)에서 산출한 동유체모멘트를 연립하여 상기 고속상륙정의 x, y, 및 z축에 대한 가속도를 산출하는 단계;
    (d3-2) 상기 단계 (d3-1)에서 산출한 고속상륙정의 x, y, 및 z축에 대한 가속도를 적분하여 고속상륙정의 x, y, 및 z축에 대한 속도를 산출하는 단계; 및
    (d3-3) 상기 단계 (d3-2)에서 산출한 고속상륙정의 x, y, 및 z축에 대한 속도를 적분하여 고속상륙정의 x, y, 및 z축에 대한 변위를 산출하는 단계;를 포함하는 것
    을 특징으로 하는 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템을 이용한 시뮬레이션 방법.
  13. 제 11 항에 있어서,
    상기 단계 (d3)는,
    (d3-4) 상기 부양 팬 힘, 상기 쿠션 힘, 및 상기 모멘트를 6자유도 운동방정식에 대입하여 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 운동에 대한 각가속도를 산출하는 단계;
    (d3-5) 상기 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 운동에 대한 각가속도를 적분하여 상기 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 운동에 대한 각속도를 산출하는 단계; 및
    (d3-6) 상기 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 운동에 대한 각속도를 적분하여 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 운동에 대한 회전 각변위를 산출하는 단계;를 포함하는 것
    을 특징으로 하는 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템을 이용한 시뮬레이션 방법.
  14. 제 9 항에 있어서,
    상기 단계 (b) 및 단계 (c)는, 동시에 수행되는 것
    을 특징으로 하는 고속상륙정의 시뮬레이션 시스템을 이용한 시뮬레이션 방법.
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