KR20170112005A - 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법 - Google Patents

자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 초소형 무인 비행체의 개발시 비행체의 동적 공력 특성을 의미하는 동안정 미계수를 추출하되, 동적 풍동 실험 수행시 풍동에 설치된 전자석의 제어를 통해 실험대상 비행체와의 물리적 접촉없이 자기력을 이용하여 가진시킴으로써 지지부 간섭 현상에 따른 오차 발생요인을 근본적으로 제거하여 신뢰도 높은 동적 공력 특성 파악이 가능하게 한, 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법에 관한 것으로서,
내부에 소형 영구자석(11)이 구비된 실험대상 비행체(10)를 자기부상장치가 구비된 풍동의 내부에 위치시키는 준비 단계와; 자기부상장치의 자기력 제어장치를 가동하여 상기 실험대상 비행체의 위치 및 자세를 설정하는 실험조건 설정 단계와; 윈드 오프 조건에서 상기 실험대상 비행체(10)를 가진시키고 복수 개의 위치감지센서를 이용하여 상기 실험대상 비행체(10)에 대한 6 자유도의 데이터를 측정하는 윈드 오프 풍동 실험단계와; 원드 온 조건에서 상기 실험대상 비행체(10)를 가진시키고 상기 위치감지센서를 이용하여 상기 실험대상 비행체에 대한 6 자유도의 데이터를 측정하는 윈드 온 풍동 실험단계와; 윈드 오프 풍동 실험단계에서의 측정 데이터와 윈드 온 풍동 실험단계에서의 측정 데이터를 비교하여 상기 실험대상 비행체(10)의 동안정 미계수를 추출하되, 강제 진동 기법의 동적 풍동 실험에 적용되는 실험 대상체의 운동 방정식으로부터 유도된 무차원의 동안정 미계수 산출 공식에 측정 데이터를 적용하여 동안정 미계수를 계산하는 동안정 미계수 추출단계;를 포함하는 것을 특징으로 한다.

Description

자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법{A measurement method of dynamic stability derivatives of a flight vehicle by utilizing magnetic force}
본 발명은 초소형 무인 비행체의 개발시 비행체의 동적 공력 특성을 의미하는 동안정 미계수를 추출하는 방법에 관한 것으로서, 특히 동적 풍동 실험 수행시 풍동에 설치된 전자석의 제어를 통해 실험대상 비행체와의 물리적 접촉없이 자기력을 이용하여 가진시킴으로써 지지부 간섭 현상에 따른 오차 발생요인을 근본적으로 제거하여 신뢰도 높은 동적 공력 특성 파악이 가능하게 한, 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법에 관한 것이다.
최근 군사적 목적으로 사용되던 초소형 무인비행체가 민간 목적으로 확장되면서 농업, 항공 촬영, 송유관 감시 등 여러 분야에 활용되고 있다.
상기한 무인비행체의 정의를 살펴보면 '조종사를 태우지 않고 공기 역학적 힘에 의해 부양하여 자율적 또는 원격 조종에 의해 비행하며, 무기 또는 일반 화물을 실을 수 있는 일회용 또는 재사용할 수 있는 동력 비행체'를 의미한다. 이러한 무인비행체는 주로 군사적 목적으로 이용되었으나, 무인비행체의 설계, 제작 및 운용기술이 민간 목적으로 활발하게 사용되어 농업, 항공 촬영, 송유관 감시, 배달 등 다양한 분야에 활용되고 있으며, 예상되는 시장 규모도 매우 크다.
이러한 무인비행체 중 크기가 15㎝ 이내의 것을 초소형 비행체(MAV, Micro Air Vehicle)이라 하며, 좁은 지역이나 도심에서의 저공 정찰과 교통량 파악 등 다양한 분야에서 각광받고 있다.
이와 같이, 초소형 비행체의 사용 목적이 다양해짐에 따라 그 형상 또한 다양해지고 있지만, 이로 인해 기존 항공기 형상에 비해 불안정한 비행 특성을 지닐 가능성이 높아지게 되었다. 따라서 개발 단계에서부터 형상에 대한 공력 특성을 정확하게 파악하여 초소형 비행체의 시스템 식별을 확보하는 단계가 필수적으로 요구되고 있다.
초소형 비행체는 그 작은 크기와 낮은 비행속도 때문에 대략 104~106 정도의 저 레이놀즈 수(Reynolds number, Re) 영역에서 비행하게 되며, 이 레이놀즈 수 영역에서의 비행특성은 레이놀즈 수 106 이상인 기존 항공기와는 전혀 다른 양상을 보이게 된다. 저 레이놀즈 수 영역에서의 점성효과와 초소형 비행체의 작은 가로세로비(Aspect Ratio, AR)로 인해 날개끝 와류(Wingtip Vortices)가 심하게 발생하게 되고, 이로 인해 고전 공기 역학의 적용이 어렵기 때문이다. 따라서, 최근에는 초소형 비행체의 형상과 관련하여 전산유체역학(CFD, Computational Fluid Dynamics)과 풍동 실험 등을 통한 세밀한 공력 해석이 활발하게 이루어지고 있는 실정이다.
항공기의 안정성은 크게 정안정성(Static Stability)과 동안정성(Dynamic Stability)으로 나뉜다. 정안정성이 교란 후 평형상태로 되돌아오려는 초기 경향성이라면 동안정성은 움직임의 시간 변화(Time History)와 관계된다. 다시 말해, 공기중에서 움직이는 항공기의 시간 방향의 감쇠력(Damping Force)이 항공기의 동안정성이라 할 수 있고, 동안정 미계수(Dynamic Stability Derivatives)는 이를 나타내는 지표에 해당한다.
이러한 동안정 미계수는 비행체에 비정상 운동이 발생할 경우 이를 상쇄하려는 방향으로 작용하는 공기역학적인 힘을 말하며, 물리적으로는 진동 운동의 동적 감쇠(Dynamic Damping)로 표현된다. 이러한 동안정 미계수를 동적 풍동 실험을 통해 측정하는 것은 비행체의 각속도 운동 성능을 예측하기 위한 필수적인 과정에 해당한다.
풍동은 인공으로 자유흐름을 일으켜 기류가 물체에 미치는 작용이나 영향을 실험하는 터널형의 장치로, 풍동 실험은 항공기의 공력 특성을 분석하기 위한 수단으로 오랫동안 이용되어 왔다. 더불어 풍동 실험은 공력 특성에 대한 이론을 검증하고 보완하는 역할을 해왔다. 전산유체역학(CFD)의 발달에도 불구하고 항공기의 공력 데이터를 정확하게 측정하는 데 있어 풍동 실험은 여전히 매우 중요한 수단으로 활용되고 있다.
일반적인 항공기의 공력 특성을 얻기 위한 기존의 접근 방법은 정적, 동적 풍동 실험이다. 정적 풍동 실험은 매우 기본적이며 정적 공력특성을 얻는데 사용되지만, 정적 풍동 실험만으로는 움직임에 대한 응답인 동적 공력 특성을 얻을 수 없기 때문에 동적 풍동 실험 방법이 개발되어 왔다. 동적 풍동 실험은 정적 풍동 실험 결과를 검증하는데 이용하거나, 정적 공력 특성과 더불어 항공기의 전체 공력 특성을 얻는데 이용된다.
동적 풍동 실험에서 동안정 미계수는 자유 진동 기법(free vibration method)과 강제 진동 기법(forced vibration method)으로 측정될 수 있다.
먼저 자유 진동 기법은 초기 변위 값에 대해서 진폭이 1/2로 감쇠될 때까지 변위의 시간 이력을 해석하여 공력 감쇠를 구하는 방법이다. 즉, 윈드 온(wind-on)과 윈드 오프(wind-off), 두 가지 조건에서 실험을 수행하고, 윈드 온 조건에서 구한 '공력 감쇠+지지대에 의한 감쇠'와 윈드 오프 조건에서 구한 '지지대에 의한 감쇠'의 차이를 통해 '공력 감쇠'를 구하게 된다. 이 기법은 실험 방법이 간단하지만 초기 변위 값을 크게 적용할 수 없으며 감쇠로 인한 실험 시간에 제약이 따른다.
이에 반해, 강제 진동 기법은 실험 대상체를 가진시켜 그에 따른 가진력과 가진되는 변위 진폭의 위상차이를 추출하여 공력 감쇠를 구하는 방법이다. 마찬가지로 윈드 온과 윈드 오프, 두 가지 조건에서 실험을 수행하여 그 차이로 공력 감쇠를 구하기 때문에 실험 대상체의 무게 및 관성모멘트는 실험에 영향을 미치는 변수가 아니며, 오직 실험 대상체의 형상에 대한 공력 감쇠를 구할 수 있다. 또한 강제 진동 기법은 실험 시간에 제약 없이 오랜 시간 측정하여 위상 주기 평균 처리 기법을 적용할 수 있기 때문에 자유 진동 기법에 비해 더 정확한 공력 감쇠를 구할 수 있다는 것이 가장 큰 장점이다.
하지만, 이러한 동적 풍동 실험은 실험 대상체를 움직이기 위해서 그에 상응하는 구조적 탄성과 힘ㆍ모멘트 등을 제공하는 적절한 장치가 필요하며, 이 장치의 움직임이 동적 풍동 실험의 정확도를 떨어뜨리는 주요한 원인이 되고 있다. 따라서, 동적 풍동 실험에서 이 지지부 간섭효과를 어떻게 줄일 수 있겠는가는 항상 큰 관심사였다. 게다가 동적 풍동 실험은 실험 대상체에 연결된 지지부의 탄성력과 실험 대상체 공력의 커플링 효과(coupling effect)가 나타날 수 있기 때문에 지지부 시스템 구성에 민감하며, 동적 풍동 실험에서의 지지부 간섭효과(interference)는 정적 풍동 실험의 그것과 다른 특성을 나타내는데 이는 지지부의 동적 움직임에 기인하고 있다.
그 중에서도 지지부의 움직임에서 오는 후류 영역(wake region)이 상류(upstream)에 영향을 미치고 이는 동적 지지부 간섭 효과의 주요한 원인이 된다. 동적 풍동 실험에서 사용되는 기계적 지지부들의 단점들을 열거해보면 다음과 같다.
첫째, 풍동 내 실험 대상체의 움직임은 지지부와의 연결 방식에 의해 제한된다.
둘째, 지지대의 탄성력과 실험 대상체의 공력이 커플링 되어 실험 대상체 자체만의 움직임이 나타나지 않는다.
셋째, 지지부 연결 부위의 마찰 및 기계적 유격으로 인해 발생하는 측정데이터의 지연 오차가 발생한다.
이에 따라, 동안정 미계수 측정 풍동시험 결과를 검증하기 위해 SDM (Standard Dynamic Model)에 대한 동적 풍동 실험이 여러 기관에서 수행되었으나, 각각의 시험결과들이 많은 차이를 나타내고 있다. 이는 동적 풍동 실험이 많은 불확실성을 내포하고 있다는 것을 말한다.
이러한 동적 풍동 실험 내 기계적 지지부의 단점들을 보완하기 위해서 와이어 서스펜션 시스템(Wire Suspension System)이 사용되고 있지만 그 근본적 문제점들을 해결하지는 못하고 있다. 이에 따라 동적 풍동 실험 시 발생하는 지지부의 간섭효과를 줄이거나 없애기 위한 대안이 필요한 실정이다.
저 레이놀즈 수에서의 정확도 높은 동적 풍동 실험을 수행하기 위해 자기부상장치(Magnetic Suspension Balance System, MSBS)를 활용한 풍동 실험이 대안으로 제시되고 있다. 자기부상장치는 전류가 흐르는 전자석에서 발생되는 전자기력으로 시험 대상 비행체를 아무런 기계적 접촉 없이 공중에 부양시킬 수 있는 실험 장치로서, 이 자기부상장치를 이용하면 각각의 운동 자유도 방향으로 가해지는 힘을 매우 정밀한 수준으로 측정할 수 있으며, 그 반대로 매우 정밀한 수준으로 힘을 인가할 수도 있고, 6 자유도 중 원하는 자유도만을 골라 구속하거나 풀어줄 수 있다.
다시 말해서, 동적 풍동 실험장치에서 지지대에 의한 간섭을 차단하기 위해 고안된 것이 자기력을 활용한 풍동장치이다. 자기부상장치는 기존의 풍동 실험용 지지대와 비교하여 지지대에 의한 간섭을 없앨 수 있고, 실험 대상체의 위치 및 자세각(position and attitude angles)을 쉽게 바꿀 수 있으며, 동적 실험을 간단하게 수행할 수 있다는 장점이 있다.
한편, 본 발명과 관련한 선행기술을 조사한 결과 하나의 특허문헌과 다수의 비특허문헌이 검색되었으며, 그 중 일부를 소개하면 다음과 같다.
특허문헌 1은, 비행체의 자동비행을 제어하기 위한 자동비행조종장치를 설계함에 있어, 자기력을 활용한 풍동시험으로 비행시험을 대체함과 아울러, 이러한 자기력을 활용한 풍동시험에 의해, 비행체 자동비행조종장치를 더 효과적으로 설계하고 그 성능을 검증할 수 있도록 함으로써, 면, 자동비행조종장치의 설계 및 성능검증 과정에서, 비행체에 대한 비행시험 대신, 자기력을 활용한 풍동시험이 행해지므로, 비행체의 안전을 보장하는 것이 가능하고, 비행체의 안전이 보장된 상태에서 다양한 형태의 비행체의 비행 동역학적 특성을 파악하거나 비행체 자동비행조종장치를 설계하고 그 성능을 검증할 수 있도록 한, 자기력을 활용한 비행체 자동비행조종장치의 설계 및 검증방법에 대하여 기재하고 있다.
상기 특허문헌 1 외에 다수의 비특허문헌에 동안정미계수와 관련한 사항이 기재되어 있음을 확인할 수 있었다.
KR 10-2012-0114060 A
강제진동기법을 이용한 비행체의 롤 동안정미계수 측정(한국항공우주학회 학술발표회 논문집, 2013) 항공기의 롤운동 동안정미계수 측정에 관한 연구(한국항공운항학회지 제21권 제4호(2013. 12) pp.41-46) Digital DATCOM을 이용한 항공기 동안정미계수 예측 및 시험적 검증(한국항공우주학회 학술발표회 논문집, 2014)
본 발명은 상기한 종래 기술의 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서, 풍동 실험시 기계적 지지대를 대신 자기부상장치를 이용하여 실험대상 비행체를 부상시킴으로써 물리적인 접촉 없이 자기력을 활용하여 가진시키는 방법으로 동적 풍동 실험을 수행하여 지지부의 간섭에 따른 오차 발생 요인을 근본적으로 제거함으로써 보다 신뢰도 높은 동적 공력 특성의 파악이 가능하게 한, 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법을 제공하는데 그 목적이 있다.
또, 본 발명은 영구자석과 전자석이 조합하여 자기부상장치를 구성함으로써 실험대상 비행체에 대한 물리적인 접촉 없이 실험대상 비행체를 가진시킬 수 있도록 하여 추출된 동안정 미계수에 대한 신뢰도가 향상되도록 한, 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법을 제공하는데 목적이 있다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명은, 내부에 소형 영구자석이 구비된 실험대상 비행체를 자기부상장치가 구비된 풍동의 내부에 위치시키는 준비 단계와; 자기부상장치의 자기력 제어수단을 이용하여 상기 실험대상 비행체의 위치 및 자세를 설정하는 실험조건 설정 단계와; 윈드 오프 조건에서 상기 실험대상 비행체를 가진시키고 복수 개의 위치감지센서를 이용하여 상기 실험대상 비행체에 대한 6 자유도의 데이터를 측정하는 윈드 오프 풍동 실험단계와; 원드 온 조건에서 상기 실험대상 비행체를 가진시키고 상기 위치감지센서를 이용하여 상기 실험대상 비행체에 대한 6 자유도의 데이터를 측정하는 윈드 온 풍동 실험단계와; 윈드 오프 풍동 실험단계에서의 측정 데이터와 윈드 온 풍동 실험단계에서의 측정 데이터를 비교하여 상기 실험대상 비행체의 동안정 미계수를 추출하되, 강제 진동 기법의 동적 풍동 실험에 적용되는 실험 대상체의 운동 방정식으로부터 유도된 무차원의 동안정 미계수 산출 공식에 측정 데이터를 적용하여 동안정 미계수를 계산하는 동안정 미계수 추출단계;를 포함하여 이루어진다.
또, 본 발명의 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법에 따르면, 상기 윈드 오프 풍동 실험단계 및 상기 윈드 온 풍동 실험단계에서 측정하는 데이터는, 풍동 시험시 기준 받음각에서 일정 각도의 진폭을 가했을 때 발생하는 가진 모멘트, 응답 진폭, 가진 모멘트와 응답 진폭 사이의 위상지연 값을 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명의 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법에 따르면, 상기 윈드 오프 풍동 실험단계 및 상기 윈드 온 풍동 실험단계에서 측정하는데이터는 상기 실험대상 비행체에 대한 가진력과, 가진되는 변위 진폭의 위상차를 더 포함하고, 특정한 샘플링 주파수로 한 케이스당 일정 시간 동안 측정하고 측정된 실험 데이터를 앙상블 평균한 후 커브 피팅하는 데이터 처리를 통해 산출하는 것을 특징으로 한다.
또, 본 발명의 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법에 따르면, 상기 자기부상장치는 풍동의 상부에 설치되며 한 개의 대형 영구자석과 복수 개의 전자석으로 이루어진 상부체와, 상기 실험대상 비행체를 사이에 두고 상기 상부체의 반대쪽인 풍동 하부에 설치되며 한 개의 대형 영구자석과 복수 개의 전자석으로 이루어진 하부체와, 상기 실험대상 비행체에 각각 설치되어 실험대상 비행체의 6 자유도의 위치 및 자세각을 감지하는 복수 개의 위치감지센서와, 상기 상부체 및 하부체의 전자석으로 공급되는 전류를 조정하여 상기 실험대상 비행체에 작용하는 자기력 및 자기 모멘트를 제어하는 전자석 전류 조정기와, 상기 위치감지센서의 신호를 수신하며 상기 전자석 전류 조정기를 제어하는 제어부를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명의 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법에 따르면, 상기 상부체 및 하부체의 대형 영구자석은 상기 실험대상 비행체에 구비된 소형 영구자석과의 상호 작용을 통해 상기 실험대상 비행체의 자중을 상쇄시키고, 상기 상부체 및 하부체에 구비된 전자석은 배열 및 세기 조절에 의해 상기 실험대상 비행체에 작용하는 자기력 및 자기 모멘트가 변화하여 6 자유도의 위치 및 자세제어가 이루어지도록 하는 것을 특징으로 한다.
또, 본 발명의 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법에 따르면, 상기 실험대상 비행체의 동안정 미계수는 하기의 수식에 따라 결정되는 것을 특징으로 한다;
Figure pat00001
여기서, V ∞ 는 풍동 내에 작용하는 풍속, q ∞ 는 동압, S는 실험대상 비행체의 특성 면적, c는 실험대상 비행체의 특성 길이, M0on과 M0off는 윈드 온 조건과 윈드 오프 조건에 대하여 기준 받음각에 대해 가진 진폭을 가했을 때의 가진 모멘트, Xon과 Xoff는 동일 조건에서의 응답 진폭, φon과 φoff는 동일 조건에서의 가진 모멘트와 응답 진폭 사이의 위상 지연을 의미한다.
본 발명의 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법은 각종 비행체의 개발시 동안정 미계수로 대표되는 비행체의 동적 공력 특성을 획득하기 위한 풍동 실험시 자기부상장치를 이용하여 실험대상 비행체를 부상시키고 물리적인 접촉 없이 자기력으로 가진시키게 되므로, 지지부 간섭 현상이 발생하지 않아 추출된 동안정 미계수에 대한 신뢰도가 높아짐은 물론 실제 비행시험을 수행하기 전에 비행체의 동적 특성을 정확하게 예측하여 설계상의 문제점을 수정 및 보완하는데 필요한 시간적 금전적 비용을 최소화할 수 있고, 이를 통해 비행시험 단계에서 발생할 수 있는 비행체의 불안정 현상이나 추락 등으로 인한 손실 발생 가능성을 줄일 수 있게 되는 효과가 있다.
또, 본 발명의 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법에 따르면, 풍동의 상부와 하부에 각각 설치된 대형 영구자석과 실험대상 비행체에 설치된 소형 영구자석의 자기력을 이용하여 실험대상 비행체를 물리적 접촉 없이 안정적으로 부상시킬 수 있음은 물론 풍동의 상부와 하부에 각각 설치된 복수의 전자석에 대한 극성 배열과 세기 조절을 통해 실험대상 비행체의 위치와 자세를 조절하고 물리적인 접촉 없이도 가진시키는 것이 가능하게 되는 효과가 있다.
도 1은 통상적인 풍동 실험실의 내부가 도시된 참고도.
도 2는 본 발명에 의한 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법을 나타낸 순서도.
도 3은 본 발명의 요부인 자기부상장치가 도시된 구성도.
도 4는 본 발명의 요부인 자기부상장치의 전자석 배열에 따른 실험대상 비행체의 움직임을 나타낸 참고도.
도 5는 윈드 온 조건에서 풍동 실험시의 입력 받음각과 출력 받음각 및 피칭 모멘트의 변화를 나타낸 그래프.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법에 대하여 설명하면 다음과 같다.
본 발명에 의한 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법은 도 2에 도시된 바와 같이, 내부에 소형 영구자석(11)이 구비된 실험대상 비행체(10)를 자기부상장치가 구비된 풍동의 내부에 위치시키는 준비 단계와; 자기부상장치의 자기력 제어장치를 가동하여 상기 실험대상 비행체의 위치 및 자세를 설정하는 실험조건 설정 단계와; 윈드 오프 조건에서 상기 실험대상 비행체(10)를 가진시키고 복수 개의 위치감지센서를 이용하여 상기 실험대상 비행체(10)에 대한 6 자유도의 데이터를 측정하는 윈드 오프 풍동 실험단계와; 원드 온 조건에서 상기 실험대상 비행체(10)를 가진시키고 상기 위치감지센서를 이용하여 상기 실험대상 비행체에 대한 6 자유도의 데이터를 측정하는 윈드 온 풍동 실험단계와; 윈드 오프 풍동 실험단계에서의 측정 데이터와 윈드 온 풍동 실험단계에서의 측정 데이터를 비교하여 상기 실험대상 비행체(10)의 동안정 미계수를 추출하되, 강제 진동 기법의 동적 풍동 실험에 적용되는 실험 대상체의 운동 방정식으로부터 유도된 무차원의 동안정 미계수 산출 공식에 측정 데이터를 적용하여 동안정 미계수를 계산하는 동안정 미계수 추출단계;를 포함하여 이루어진다.
상기 윈드 오프 풍동 실험단계 및 상기 윈드 온 풍동 실험단계에서 측정하는 데이터는, 풍동 시험시 기준 받음각에서 일정 각도의 진폭을 가했을 때 발생하는 가진 모멘트, 응답 진폭, 가진 모멘트와 응답 진폭 사이의 위상지연 값을 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 윈드 오프 풍동 실험단계 및 상기 윈드 온 풍동 실험단계에서 측정하는데이터는 상기 실험대상 비행체에 대한 가진력과, 가진되는 변위 진폭의 위상차를 더 포함하는 것이 바람직하다. 그리고, 데이터 측정시에는 특정한 샘플링 주파수, 예를 들면 250hz로 한 케이스당 60초 정도의 시간 동안 측정하고, 측정된 실험 데이터를 앙상블 평균한 후 커브 피팅하는 데이터 처리를 통해 산출하는 것이 바람직하다.
여기서, 상기 자기부상장치는 상기 실험대상 비행체(10)의 자중을 상쇄시켜 풍동 내에 부상된 상태를 유지하면서 실험대상 비행체가 6 자유도 운동을 할 수 있도록 하는 것으로, 다양한 형태로 구성할 수 있다.
예를 들어, 도 3에 도시된 바와 같이, 풍동의 상부에 설치되며 한 개의 대형 영구자석(21)과 4개의 전자석(22)으로 이루어진 상부체(20)와, 상기 실험대상 비행체(10)를 사이에 두고 상기 상부체(20)의 반대쪽인 풍동 하부에 설치되며 한 개의 대형 영구자석(31)과 4개의 전자석(32)으로 이루어진 하부체(30)와, 상기 실험대상 비행체(10)에 각각 설치되어 실험대상 비행체(10)의 6 자유도의 위치 및 자세각을 감지하는 3개의 위치감지센서(15)와, 상기 상부체(20) 및 하부체(30)의 전자석으로 공급되는 전류를 조정하여 상기 실험대상 비행체(10)에 작용하는 자기력 및 자기 모멘트를 제어하는 전자석 전류 조정기(40)와, 상기 위치감지센서(15)의 신호를 수신하며 상기 전자석 전류 조정기(40)를 제어하는 제어부(50)를 포함하도록 할 수 있다.
여기서, 상기 상부체(20)와 하부체(30)에 전자석(22)(32)이 각각 4개씩 구비되고, 3개의 위치감지센서(15)를 사용하는 것으로 하였으나, 상기 전자석(22)(32)과 위치감지센서(15)의 숫자는 필요에 따라 증감할 수 있다.
또, 상기한 6 자유도(6 Degrees Of Freedom)는 비행체의 6개의 운동방향을 의미하는 것으로, 그 중 3 자유도(3 DOF)는 X(수평), Y(수직), Z(깊이)로 표시되는 대상의 위치(Position)이고, 나머지 3 자유도는 대상의 자세(Orientation)를 의미하는 피치(pitch), 요(yaw), 롤(roll) 운동을 의미한다. 피치 운동은 횡축을 중심축으로 회전하여 기수가 상하 방향으로 움직이는 것을 의미하고, 요 운동은 수직축을 중심축으로 회전하여 대상이 좌우로 움직이는 것을 의미하며, 롤 운동은 종축을 중심축으로 회전하여 대상이 좌우 방향으로 회전하는 것을 의미한다.
상기 상부체(20) 및 하부체(30)의 대형 영구자석(21)(31)은 상기 실험대상 비행체(10)에 구비된 소형 영구자석(11)과의 상호 작용을 통해 상기 실험대상 비행체(10)의 자중을 상쇄시키고, 상기 상부체(20) 및 하부체(30)에 구비된 전자석(22)(32)은 배열 및 세기 조절에 의해 상기 실험대상 비행체(10)에 작용하는 자기력 및 자기 모멘트가 변화하여 6 자유도의 위치 및 자세제어가 이루어지도록 하게 된다.
즉, 상기 상부체(20)와 하부체(30)를 구성하는 전자석(22)(32)의 극성 배열을 통해 상기 실험대상 비행체(10)에 작용하는 자기력 및 자기 모멘트의 작용 방향을 제어함으로써, 도 4에 도시된 바와 같이, 상기 실험대상 비행체(10)의 6자유도에 대한 위치 및 자세각 제어를 할 수 있게 된다.
예를 들어, 도 4의 (a)와 같이, 상부체(20)와 하부체(30)의 좌측에 위치한 전자석의 극성을 실험대상 비행체(10)의 소형 영구자석(11)의 대응 극성과 반대로 배열하고, 상기 상부체(20)와 하부체(30)의 우측에 위치한 전자석의 극성은 상기 소형 영구자석(11)의 대응 극성과 동일하게 배열하면, 좌측 방향의 자기 모멘트가 발생하여 상기 실험대상 비행체(10)가 좌측으로 이동한다. 또, 도 4의 (b)와 같이, 상기 상부체(20)를 구성하는 전자석(22)의 극성을 상기 소형 영구자석(11)의 대응 극성과 반대로 배열하고, 상기 하부체(30)를 구성하는 전자석(32)의 극성은 상기 소형 영구자석(11)의 대응 극성과 동일하게 배열하면, 상방향의 자기 모멘트가 발생하여 상기 실험대상 비행체(10)가 상측으로 이동한다. 그리고, 도 4의 (c)와 같이, 상기 상부체(20)와 하부체(30)의 앞쪽에 위치한 전자석의 극성을 각각 상기 소형 영구자석(11)의 대응 극성과 반대로 배열하고 상기 상부체(20)와 하부체(30)의 뒤쪽에 위치한 전자석의 극성은 각각 상기 소형 영구자석(11)의 대응 극성과 동일하게 배열하면, 종축 방향의 회전 모멘트가 발생하여 상기 실험대상 비행체(10)의 기수가 상하로 움직이는 피치 운동을 하게 된다. 또, 도 4의 (d)와 같이, 상기 상부체(20)와 하부체(30)를 구성하는 각 전자석(22)(33)의 극성을 교대로 배열하게 되면, 횡축 방향의 회전 모멘트가 발생하여 상기 실험대상 비행체(10)의 기수가 좌우로 회전하는 요 운동을 하게 된다.
한편, 강제 진동 기법의 동적 풍동 실험시 적용되는 시험 대상체의 운동 방정식으로부터 상기 시험대상 비행체의 동안정 미계수를 추출하기 위한 산출 공식을 피치 모드를 기준으로 하여 도출하는 과정을 나타내면 다음과 같다.
통상적인 강제 진동 기법의 동적 풍동 실험시 시험부 내에 위치하는 실험대상체를 순수 피치 모드로 가진할 때의 운동방정식은 하기의 수학식 1과 같다.
Figure pat00002
여기서,
Figure pat00003
는 피치 각,
Figure pat00004
는 피치 방향 관성모멘트,
Figure pat00005
는 가진 피칭 모멘트,
Figure pat00006
는 감쇠 계수이며,
Figure pat00007
는 탄성 계수를 의미한다. 그리고 상기 수학식 1에 나타난 윗 첨자 (a)는 공력에 대한 값을 타나내고, (m)은 전자기력에 대한 값을 나타낸다.
따라서, 상기한 수학식 1은 다음의 수학식 2와 같이 변형될 수 있다.
Figure pat00008
이어, 상기 실험대상체를 조화운동으로 가진시키고,
Figure pat00009
와
Figure pat00010
을 대입하면, 상기의 수학식 2는 하기의 수학식 3으로 나타낼 수 있다.
Figure pat00011
여기서, 상기 φ는 실험대상체에 대한 가진 모멘트와 응답 진폭 사이의 위상 지연을 의미한다.
한편, 상기 수학식 3을 윈드 온 조건으로 표시하면 하기의 수학식 4와 같이 나타낼 수 있다.
Figure pat00012
또, 상기 수학식 3을 윈드 오프 조건으로 표시하되, 윈드 오프 조건에서 공력 감쇠가 나타나지 않으므로
Figure pat00013
을 적용하면 하기의 수학식 5와 같이 나타낼 수 있다.
Figure pat00014
그리고, 윈드 오프 조건과 윈드 오프 조건에서의 가진 주파수를 같게 하고, 상기 수학식 4와 수학식 5를 sin항과 cos항으로 나누어 정리하면, 공력 감쇠는 다음의 수학식 6으로 나타낼 수 있다.
Figure pat00015
한편, 상기한 수학식 6을 이용하여 동안정 미계수를 구하기 위하여 무차원화하고, 동안정 미계수를 산출하기 위한 공식
Figure pat00016
(V ∞ 는 풍동 내에 작용하는 풍속, q ∞ 는 동압, S는 실험대상 비행체의 특성 면적, c는 실험대상 비행체의 특성 길이를 의미함)을 적용한다. 따라서, 동안정 미계수는 다음의 수학식 7로 나타낼 수 있다.
Figure pat00017
여기서, 상기 M0on과 M0off는 윈드 온 조건과 윈드 오프 조건에 대하여, 기준 받음각에 대해 가진 진폭을 가했을 때의 가진 모멘트, 상기 Xon과 Xoff는 동일 조건에서의 응답 진폭, 상기 φon과 φoff는 동일 조건에서의 가진 모멘트와 응답 진폭 사이의 위상 지연을 의미한다.
즉, 상기 실험대상 비행체의 동안정 미계수를 윈드 온 조건과 윈드 오프 조건에서의 가진 모멘트와, 응답 진폭 및 가진 모멘트와 응답 진폭 사이의 위상 지연의 함수로 정의할 수 있게 되는 것이다.
<실험 예>
실험대상 비행체로 사용하기 위하여 시위 길이 200㎜, 스팬 180㎜의 크기를 가지며, 양날개의 끝에 와류를 방지하기 위한 엔드 플레이트가 부착된 에어 포일을 3D 프린터로 제작하였다. 이 에어 포일은 소형 영구자석을 포함한 총 무게가 0.593㎏이고, 피치 방향 관성모멘트는 2.21×10-3㎏·㎡이며, 무게중심과 회전중심을 0.25c에 맞추어 공력 중심과 회전 중심이 일치되도록 하였다.
상기 실험대상 비행체를 풍동에 배치하고, 전자석 전류 조정기를 통해 상부체 및 하부체에 구비되는 전자석의 극성을 조절하여 기준 받음각 4°, 가진 진동수 1㎐, Re=26,000의 조건에서 예비 실험을 수행하였다. 실험시에는 윈드 온 조건과 윈드 오프 조건에서 각각의 기준 받음각에서 2°의 가진 진폭을 가해 그때의 가진 모멘트와 응답 진폭, 그리고 가진 모멘트와 응답 진폭 사이의 위상지연을 각각 추출하였으며, 그 결과가 도 5에 도시되어 있다.
실험 데이터 측정에서는 샘플링 주파수를 250㎐로 하여 한 케이스당 대략 60초 동안 측정하였으며, 측정된 실험 데이터를 앙상블 평균하고, 커브 피팅시켜 데이터 처리하였다.
도 5에서 Input AOA 은 위의 조건을 충족하는 실험대상 비행체 가진을 위한 입력 신호이며, Output AOA은 이에 따른 실제 실험대상 비행체의 움직임을 의미한다. 그리고, 피칭 모멘트(Pitching moment)는 자기부상장치로부터 측정된 모멘트이며, 가진된 진동과 위상차를 가지고 있다. 따라서, 도 5에 도시된 그래프를 통해 동안정 미계수 추출에 필요한 위상차, 모멘트 값 등을 얻어낼 수 있게 된다.
이상으로 본 발명의 기술적 사상을 예시하기 위한 몇 가지 실시 예들과 관련하여 설명하고 도시하였지만, 본 발명은 이와 같이 설명된 그대로의 구성 및 작용에만 국한되는 것이 아니며, 명세서에 기재된 기술적 사상의 범주를 일탈함이 없이 본 발명에 대해 다수의 변경 및 수정이 가능함을 통상의 기술자들은 잘 이해할 수 있을 것이다. 따라서 그러한 모든 적절한 변경 및 수정과 균등물들도 본 발명의 범위에 속하는 것으로 간주되어야 할 것이다.
10...실험대상 비행체
11...소형 영구자석
20...상부체
21...대형 영구자석
22...전자석
30...하부체
31...대형 영구자석
32...전자석
40...전자석 전류 조정기
50...제어부

Claims (6)

  1. 내부에 소형 영구자석(11)이 구비된 실험대상 비행체(10)를 자기부상장치가 구비된 풍동의 내부에 위치시키는 준비 단계와;
    자기부상장치의 자기력 제어장치를 가동하여 상기 실험대상 비행체(10)의 위치 및 자세를 설정하는 실험조건 설정 단계와;
    윈드 오프 조건에서 상기 실험대상 비행체(10)를 가진시키고 복수 개의 위치감지센서를 이용하여 상기 실험대상 비행체(10)에 대한 6 자유도의 데이터를 측정하는 윈드 오프 풍동 실험단계와;
    원드 온 조건에서 상기 실험대상 비행체(10)를 가진시키고 상기 위치감지센서를 이용하여 상기 실험대상 비행체(10)에 대한 6 자유도의 데이터를 측정하는 윈드 온 풍동 실험단계와;
    윈드 오프 풍동 실험단계에서의 측정 데이터와 윈드 온 풍동 실험단계에서의 측정 데이터를 비교하여 상기 실험대상 비행체(10)의 동안정 미계수를 추출하되, 강제 진동 기법의 동적 풍동 실험에 적용되는 실험 대상체의 운동 방정식으로부터 유도된 무차원의 동안정 미계수 산출 공식에 측정 데이터를 적용하여 동안정 미계수를 계산하는 동안정 미계수 추출단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 윈드 오프 풍동 실험단계 및 상기 윈드 온 풍동 실험단계에서 측정하는 데이터는, 풍동 시험시 기준 받음각에서 일정 각도의 진폭을 가했을 때 발생하는 가진 모멘트, 응답 진폭, 가진 모멘트와 응답 진폭 사이의 위상지연 값을 포함하는 것을 특징으로 하는 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 윈드 오프 풍동 실험단계 및 상기 윈드 온 풍동 실험단계에서 측정하는데이터는 상기 실험대상 비행체에 대한 가진력과, 가진되는 변위 진폭의 위상차를 더 포함하고,
    특정 샘플링 주파수로 한 케이스당 일정 시간 동안 측정하고 측정된 실험 데이터를 앙상블 평균한 후 커브 피팅하는 데이터 처리를 통해 산출하는 것을 특징으로 하는 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 자기부상장치는 풍동의 상부에 설치되며 한 개의 대형 영구자석(21)과 복수 개의 전자석(22)으로 이루어진 상부체(20)와;
    상기 실험대상 비행체(10)를 사이에 두고 상기 상부체(20)의 반대쪽인 풍동 하부에 설치되며 한 개의 대형 영구자석(31)과 복수 개의 전자석(32)으로 이루어진 하부체(30)와;
    상기 실험대상 비행체(10)에 각각 설치되어 실험대상 비행체(10)의 6 자유도의 위치 및 자세각을 감지하는 복수 개의 위치감지센서(15)와;
    상기 상부체(20) 및 하부체(30)의 전자석으로 공급되는 전류를 조정하여 상기 실험대상 비행체(10)에 작용하는 자기력 및 자기 모멘트를 제어하는 전자석 전류 조정기(40)와;
    상기 위치감지센서(15)의 신호를 수신하며 상기 전자석 전류 조정기(40)를 제어하는 제어부(50);를 포함하는 것을 특징으로 하는 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 상부체(20) 및 하부체(30)의 대형 영구자석(21)(31)은 상기 실험대상 비행체(10)에 구비된 소형 영구자석(11)과의 상호 작용을 통해 상기 실험대상 비행체(10)의 자중을 상쇄시키고,
    상기 상부체(20) 및 하부체(30)에 구비된 전자석(22)(32)은 배열 및 세기 조절에 의해 상기 실험대상 비행체(10)에 작용하는 자기력 및 자기 모멘트가 변화하여 6 자유도의 위치 및 자세제어가 이루어지도록 하는 것을 특징으로 하는 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법.
  6. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 실험대상 비행체(10)의 동안정 미계수는 하기의 수식에 따라 결정되는 것을 특징으로 하는 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법;
    Figure pat00018

    여기서, V ∞ 는 풍동 내에 작용하는 풍속, q ∞ 는 동압, S는 실험대상 비행체의 특성 면적, c는 실험대상 비행체의 특성 길이, M0on과 M0off는 윈드 온 조건과 윈드 오프 조건에 대하여 기준 받음각에 대해 가진 진폭을 가했을 때의 가진 모멘트, Xon과 Xoff는 동일 조건에서의 응답 진폭, φon과 φoff는 동일 조건에서의 가진 모멘트와 응답 진폭 사이의 위상 지연을 의미한다.
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