KR20180041363A - A method for deducing flow velocity and flow angle of flight - Google Patents

A method for deducing flow velocity and flow angle of flight Download PDF

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KR20180041363A
KR20180041363A KR1020160133407A KR20160133407A KR20180041363A KR 20180041363 A KR20180041363 A KR 20180041363A KR 1020160133407 A KR1020160133407 A KR 1020160133407A KR 20160133407 A KR20160133407 A KR 20160133407A KR 20180041363 A KR20180041363 A KR 20180041363A
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국방과학연구소
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Abstract

The present invention relates to a method for deriving the flow velocity and a flow angle of a flight vehicle. According to the present invention, a Mach number and the flow angle of the flight vehicle, which flights at the supersonic speed, can be precisely measured. Moreover, a forecasting model composed of independent variables enables a multiple regression analysis to be measured as easy as a simple regression. Therefore, the present invention can remove complex verification processes and analyses having various errors such as a quasi-filtration correlation analysis, thereby reducing time and costs required for forecasting.

Description

비행체의 유동속도 및 유동각을 도출하는 방법{A METHOD FOR DEDUCING FLOW VELOCITY AND FLOW ANGLE OF FLIGHT}BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a method of deriving a flow velocity and a flow angle of a flying object,

본 발명은 비행체의 유동속도 및 유동각을 도출하는 방법에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 유동 특성을 측정하는데 사용하는 원추형 압력측정 시스템(conical pressure probe system)에서 측정되는 압력만을 가지고, 초음속으로 비행하는 비행체의 유동 속도인 마하수와 유동각을 보다 정확하고 단순하게 추정하는 방법에 관한 것이다.The present invention relates to a method of deriving a flow velocity and a flow angle of a flying body, and more particularly, to a method of measuring a flow velocity and a flow angle of a flying body by using only a pressure measured in a conical pressure probe system And more precisely and simply estimating Mach numbers and flow angles, which are flow velocities of aircraft.

초음속 유동의 유동 정보를 정확하게 측정하는 것은 공기역학 측면에서 매우 중요한 일이다. 특히 비행하는 비행체의 마하수와 받음각을 정확하게 측정하는 것은 비행체 제어를 위해 필수적이다. 종래의 기술들은 이러한 유동 정보를 얻기 위해 비행체의 선두부에 원추형이나 쐐기형 압력측정 시스템을 도입하였다.Accurate measurement of supersonic flow information is very important in terms of aerodynamics. Especially, accurate measurement of the Mach number and angle of attack of flying aircraft is essential for flight control. Conventional techniques have introduced a conical or wedge-shaped pressure measurement system at the head of a flight to obtain such flow information.

도 1은 비행체(또는 비행체 모형)에 장착되는 원추형 압력측정 시스템을 나타낸다. 수직 충격파를 지난 후 선두부 첨부에서 측정되는 전압력(Po)과 원추면에서 측정되는 정압력(P1,P2,P3,P4)을 이용하여 초음속으로 비행하는 비행체의 유동속도인 마하수

Figure pat00001
와 유동각
Figure pat00002
를 추정한다. 1 shows a conical pressure measurement system mounted on a flight (or air vehicle model). After passing the vertical shock wave, the pressure (Po) measured at the head attachment and the static pressure (P1, P2, P3, P4) measured at the cone surface are used to calculate the Mach number
Figure pat00001
And the flow angle
Figure pat00002
.

측정되는 압력은 총 5개로, 선두부 첨부에서 측정되는 1개의 전압력(Po)과 원추면에서 측정되는 4개의 정압력(P1,P2,P3,P4)를 포함한다. 원추형 압력측정 시스템의 4개의 정압력은 유동속도

Figure pat00003
와 유동각
Figure pat00004
에 따라 그 값이 달라지는데, 원추의 반각
Figure pat00005
, 원추면 probe의 가상의 원추의 꼭지점으로부터의 정압력 측정 센서가 삽입된 원추면에서의 수직한 전면 위치
Figure pat00006
, 유동 속도인 마하수
Figure pat00007
, 그리고 유동각
Figure pat00008
에 의해 영향을 받는다. The measured pressures are five in total, and include one voltage (Po) measured at the head attachment and four positive pressure (P1, P2, P3, P4) measured at the cone surface. The four positive pressures of the conical pressure measurement system are the flow velocity
Figure pat00003
And the flow angle
Figure pat00004
The value varies according to the angle of the cone,
Figure pat00005
, The vertical front position at the conical surface into which the positive pressure measurement sensor is inserted from the vertex of the hypothetical cone of the cone probe
Figure pat00006
, The flow rate Mach number
Figure pat00007
, And the flow angle
Figure pat00008
Lt; / RTI >

원추형 압력측정 시스템의 선두부의 1개의 전압력의 경우에는 초음속 유동에서 선두부 첨부에서 발생하는 충격파에 의해 충격파를 지나기 전/후에 압력 강하가 나타나게 된다. 충격파의 강도가 클수록 원추면에서 측정되는 압력은 크게 변화하게 되고, 이는 유동속도가 클수록, 또한 유동의 각도가 클수록, 충격파를 지난 후의 압력이 크게 변화하게 된다. In the case of one voltage at the head of the conical pressure measurement system, a pressure drop occurs before and after the shock wave is caused by the shock wave generated at the head attachment in the supersonic flow. As the intensity of the shock wave increases, the pressure measured at the conical surface changes largely. As the flow velocity increases and the angle of flow increases, the pressure after the shock wave greatly changes.

측정되는 압력 특성들은 원추의 반각

Figure pat00009
, 원추의 꼭지점으로부터 압력 측정 위치까지 거리
Figure pat00010
, 마하수
Figure pat00011
, 그리고 유동각
Figure pat00012
에 의해 영향을 받는다. 종래기술에서는 마하수
Figure pat00013
를 예측하기 위해서 선두부 첨부에서 측정되는 전압력과 원추면의 4개의 정압력의 비인 압력비
Figure pat00014
, 압력비의 2차항
Figure pat00015
, 그리고 유동각
Figure pat00016
을 이용하여 예측모델을 구성하였다. The pressure characteristics measured are half the angle of the cone
Figure pat00009
, The distance from the apex of the cone to the pressure measurement position
Figure pat00010
, Macha
Figure pat00011
, And the flow angle
Figure pat00012
Lt; / RTI > In the prior art,
Figure pat00013
In order to predict the pressure ratio, the ratio between the voltage force measured at the head attachment and the ratio of the four positive pressure of the cone surface
Figure pat00014
, The second term of the pressure ratio
Figure pat00015
, And the flow angle
Figure pat00016
To construct a prediction model.

그러나 압력비

Figure pat00017
와 유동각
Figure pat00018
은 서로 상관관계를 가지는 변수이며, 이들의 조합으로 예측 모형이 구성되면 이에 따라 압력 특성에 따른 고차항의 고려 범위가 달라질 수 있다. 따라서, 또한 변수들 사이의 상관관계를 고려한 예측 모델이 성립되어야 한다. However,
Figure pat00017
And the flow angle
Figure pat00018
Are related to each other. If a prediction model is formed by a combination of these parameters, the range of consideration of the higher-order term depending on the pressure characteristics may be changed. Therefore, a prediction model considering the correlation between the variables should also be established.

일반적으로 독립변인이 여러 개인 경우에는 중다회귀분석(multiple regression analysis)을 위한 일반적인 형태와 오차의 제곱합(sum of squares of errors,

Figure pat00019
)은 하기의 수학식 1과 같이 표현된다.In general, for multiple independent variables, the general form and multiple squares of errors for multiple regression analysis,
Figure pat00019
) Is expressed by the following equation (1).

Figure pat00021
Figure pat00021

또한, 상기 중다회귀계수를 추정하기 위하여 오차가 가지는 요소들의 자승합을 최소화하는 최소자승 추정치(least square estimator,

Figure pat00022
)는 하기의 수학식 2와 같이 계산된다. Also, in order to estimate the multiple regression coefficient, a least square estimator that minimizes the sum of the elements of the error,
Figure pat00022
Is calculated by the following equation (2).

Figure pat00023
Figure pat00023

여기서,here,

Figure pat00024
Figure pat00024

Figure pat00025
Figure pat00025

Figure pat00026
Figure pat00026

Figure pat00027
이다.
Figure pat00027
to be.

또한, 추정 회귀변수를 이용한 중다회귀분석의 방정식 및 예측 오차 벡터

Figure pat00028
는 하기의 수학식 3과 같다. In addition, the equation of the multiple regression analysis using the estimated regression variable and the prediction error vector
Figure pat00028
Is expressed by the following equation (3).

Figure pat00029
Figure pat00029

Figure pat00030
Figure pat00030

여기서, 중다회귀모형의 회귀계수(

Figure pat00031
)는 하기의 수학식 4와 같이 산출된다. Here, the regression coefficient of the multiple regression model
Figure pat00031
Is calculated according to the following equation (4).

Figure pat00032
Figure pat00032

상기와 같이, 중다회귀모형에서 회귀계수(

Figure pat00033
)는 독립변인들의 상관계수
Figure pat00034
와 독립변인들과 종속변인의 상관계수
Figure pat00035
에 의해 결정된다. 즉, 중다회귀모형에서 회귀계수(
Figure pat00036
)는 독립변인들의 상관계수
Figure pat00037
를 반드시 고려해야 한다. 따라서 다항식의 상관계수를 구할 때, 이러한 추가적인 효과를 반영해야 하는데 Yule(1897) 에 의해 제안된 효과지수는 준여과상관자승(Squared semi-partial correlation coefficient,
Figure pat00038
)이라고 불리우며 일반적으로 하기의 수학식 5와 같이 정의된다. As described above, in the multiple regression model, the regression coefficient
Figure pat00033
) Is the correlation coefficient of independent variables
Figure pat00034
And the correlation coefficient between independent variables and dependent variables
Figure pat00035
. That is, in the multiple regression model, the regression coefficient
Figure pat00036
) Is the correlation coefficient of independent variables
Figure pat00037
Must be considered. Therefore, when we take the correlation coefficient of polynomials, we must reflect these additional effects. The effect index suggested by Yule (1897) is squared semi-partial correlation coefficient,
Figure pat00038
) And is generally defined by the following equation (5).

Figure pat00039
Figure pat00039

Figure pat00040
Figure pat00040

하지만, 상기와 같은 준여과상관자승(

Figure pat00041
)은 항이 복잡해 질수록 그 영향을 단순히 파악하기 어렵고, 여러 단계의 검증과정이 필요하다. 또한, 유동속도와 유동각의 고차항을 고려할 경우, 차수가 많아질수록 계산해야 할 항도 배로 늘어나기 때문에, 이러한 분석 및 검증에 시간과 노력이 많이 소요되는 문제점이 있었다.However, the quasi -
Figure pat00041
), The more complex the term is, the more difficult it is to grasp the effect, and the verification process of several stages is necessary. Also, considering the higher order of the flow velocity and the flow angle, there is a problem that the calculation and verification are time-consuming and labor-intensive because the number of items to be calculated increases as the degree increases.

또한, 종래에는 상기와 같은 분석 없이, 서로 독립적이지 않은 압력비와 마하수의 변인으로 예측방적식을 구성하였고, 독립적이지 않은 변수들(압력비, 마하수)의 곱으로 항을 표현하였으며, 변수의 차수를 고려하는 과정도 생략하였으므로, 예측모델의 정확도가 낮아지는 문제점이 있었다. Also, in the past, without the above-mentioned analysis, the predicted spin-off equation was constructed by the pressure ratio and Mach number which are not independent from each other, and the term was expressed by the product of the independent variables (pressure ratio, Mach number) Since the process is omitted, there is a problem that the accuracy of the predictive model is lowered.

공개특허공보 제10-2016-0036369호 (2016.04.04)Published Japanese Patent Application No. 10-2016-0036369 (Feb.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로, 본 발명의 목적은 마하수와 받음각의 영향이 서로 분리되어 독립적으로 다룰 수 있는, 단순하고 정확한 예측모델을 구성하여, 비행시 측정되는 수많은 데이터를 정확하게 처리하고, 이로부터 비행체의 마하수와 유동각을 정확하게 추정할 수 있는 비행체의 유동속도 및 유동각을 도출하는 방법을 제공하는 것이다.SUMMARY OF THE INVENTION It is an object of the present invention to provide a simple and accurate prediction model that can be handled independently of the effects of Mach number and angle of attack, And to provide a method for deriving the flow velocity and flow angle of a flying body that can accurately estimate Mach number and flow angle of a flying object.

본 발명에 따른 비행체의 유동속도 및 유동각을 도출하는 방법은 풍동시험(Wind Tunnel Test, WTT)에서 비행체 모형에 장착된 원추형 압력측정 시스템에 가해지는 유동의 유동속도(M), 유동각(αt), 압력비(pi)를 측정하는 단계(S100); 비행체에 장착된 원추형 압력측정 시스템에서 전압력(Po) 및 정압력(P1,P2,P3,P4)을 측정하고, 상기 전압력(Po) 및 상기 정압력(P1,P2,P3,P4)으로부터 압력비(pi)를 도출하는 단계(S200); 상기 유동속도(M), 유동각(αt), 압력비(pi) 사이의 상관관계를 도출하며, 비행체에 장착된 원추형 압력측정 시스템에서 유동속도(M) 및 유동각(αt)을 예측하는 예측모델을 구성하는 단계(S300); 상기 압력비(pi)를 도출하는 단계(S200)에서 도출된 상기 압력비(pi)를, 상기 예측모델을 구성하는 단계(S300)의 상기 모델에 대입하여, 상기 유동속도(M)를 산출하는 단계(S400); 상기 유동속도(M)를 산출하는 단계(S400)의 상기 유동속도(M)를, 상기 예측모델을 구성하는 단계(S300)의 상기 모델에 대입하여, 상기 유동각(αt)을 구성하는 받음각(α) 및 옆미끄럼각(β) 중 상기 옆미끄럼각(β)을 산출하는 단계(S500); 상기 옆미끄럼각(β)을 산출하는 단계(S500)의 상기 옆미끄럼각(β)을, 상기 예측모델을 구성하는 단계(S300)의 상기 모델에 대입하여, 상기 받음각(α)을 산출하는 단계(S600); 상기 유동속도(M)를 산출하는 단계(S400)의 상기 유동속도(M), 상기 옆미끄럼각(β)을 산출하는 단계(S500)의 상기 옆미끄럼각(β) 및 상기 받음각(α)을 산출하는 단계(S600)의 상기 받음각(α)의 오차가 모두 기설정된 한계오차 미만인지 판단하는 단계(S700); 상기 오차가 기설정된 한계오차 미만인 경우에는, 상기 유동속도(M)를 산출하는 단계(S400)의 상기 유동속도(M), 상기 옆미끄럼각(β)을 산출하는 단계(S500)의 상기 옆미끄럼각(β) 및 상기 받음각(α)을 산출하는 단계(S600)의 상기 받음각(α)을 상기 비행체의 유동속도(M), 받음각(α) 및 옆미끄럼각(β)으로 도출하는 단계(S800);를 포함한다.The method of deriving the flow velocity and the flow angle of a flying object according to the present invention is a method of deriving the flow velocity and flow angle of a flying body according to the present invention in a wind tunnel test (WTT) t ) and a pressure ratio p i (S100); P2, P3 and P4 are measured in the conical pressure measuring system mounted on the airplane and the pressure ratio (Po, P2, P3, P4) p i ) (S200); The relationship between the flow velocity M, the flow angle α t and the pressure ratio p i is derived and the flow velocity M and the flow angle α t are predicted in the conical pressure measurement system mounted on the air vehicle (Step S300); The pressure ratio p i derived in the step S200 of deriving the pressure ratio p i is substituted into the model of the step S300 constituting the prediction model to calculate the flow velocity M Step S400; The flow velocity M of the step of calculating the flow velocity M is substituted into the model of the step S300 constituting the prediction model to calculate the angle of attack constituting the flow angle α t , (S500) of the side slip angle (?) among the side slip angle (?) and the side slip angle (?); Calculating the angle of attack? By substituting the side slip angle? Of the step S500 of calculating the side slip angle? Into the model of the step S300 constituting the prediction model; (S600); The side slip angle beta and the angle of attack? Of the flow velocity M, the side slip angle beta at step S500 of calculating the flow velocity M at step S400, (S700) of determining whether the error of the angle of attack? In the calculating step S600 is less than a predetermined limit error; (S500) of calculating the flow velocity (M), the side slip angle (?) In the step (S400) of calculating the flow velocity (M) when the error is less than the predetermined limit error Deriving the angle of attack? In the step S600 of calculating the angle? And the angle of attack? As the flow velocity M, the angle of attack? And the side slip angle? ).

상기 비행체의 유동속도 및 유동각을 도출하는 방법은 상기 판단하는 단계(S700)에서, 상기 오차가 기설정된 한계오차 미만이 아닌 경우에는, 상기 옆미끄럼각(β)을 산출하는 단계(S500)의 상기 옆미끄럼각(β) 및 상기 받음각(α)을 산출하는 단계(S600)의 상기 받음각(α)으로부터 상기 유동각(αt)을 도출하는 단계(S900);를 포함하는 것을 특징으로 한다.The method of deriving the flow velocity and the flow angle of the air vehicle may further include calculating the lateral slip angle (β) when the error is not less than a predetermined limit error in the determining step (S700) (S900) of deriving the flow angle [alpha] t from the angle of attack [alpha] of the step S600 of calculating the side slip angle [beta] and the angle of attack [alpha].

상기 비행체의 유동속도 및 유동각을 도출하는 방법은 상기 유동각(αt)을 도출하는 단계(S900) 후, 상기 유동각(αt)을 상기 예측모델을 구성하는 단계(S300)의 상기 모델에 대입하여, 상기 유동속도(M)를 산출하는 단계(S400)를 수행하는 것을 특징으로 한다.How to derive the flow rate and flow angle of the vehicle is the model of step (S300) forming the prediction model, the flow angle (α t) after the step (S900) for deriving the flow angle (α t) (S400) of calculating the flow velocity (M).

상기 압력비(pi)를 도출하는 단계(S200)는 하기의 수학식을 이용하여, 상기 압력비(pi)를 도출하는 것을 특징으로 한다.The pressure ratio and step (S200) for deriving a (p i) is used for expression of the following, it characterized in that it derives the pressure ratio (p i).

Figure pat00042
Figure pat00042

(Po는 전압력 값이고,

Figure pat00043
는 정압력(P1,P2,P3,P4)들의 산술평균값임.)(Po is the value of the voltage,
Figure pat00043
Is the arithmetic average value of the positive pressures (P1, P2, P3, P4).)

상기 유동속도(M)를 산출하는 단계(S400)는 상기 압력비(pi)를 도출하는 단계(S200)에서 도출된 상기 압력비(pi)를 상기 예측모델을 구성하는 단계(S300)의 상기 모델에 대입한 하기의 수학식을 이용하여, 상기 유동속도(M)를 산출하는 것을 특징으로 한다.The step of calculating the flow velocity M may include calculating the pressure ratio p i derived in step S200 of deriving the pressure ratio p i from the model of the model S300 of the prediction model And the flow velocity M is calculated using the following equation substituted into the equation (1).

Figure pat00044
Figure pat00044

상기 옆미끄럼각(β)을 산출하는 단계(S500)는 상기 유동속도(M)를 상기 예측모델을 구성하는 단계(S300)의 상기 모델에 대입한 하기의 수학식을 이용하여, 상기 옆미끄럼각(β)을 산출하는 것을 특징으로 한다.The step S500 of calculating the side slip angle beta may be performed by using the following equation which is obtained by substituting the flow velocity M into the model of the step S300 constituting the prediction model, (beta). < / RTI >

Figure pat00045
Figure pat00045

Figure pat00046
Figure pat00046

상기 받음각(α)을 산출하는 단계(S600)는 상기 옆미끄럼각(β)을 상기 예측모델을 구성하는 단계(S300)의 상기 모델에 대입한 하기의 수학식을 이용하여, 상기 받음각(α)을 산출하는 것을 특징으로 한다.The step of calculating the angle of attack? S600 may be performed by calculating the angle of attack? Using the following equation in which the side slip angle? Is substituted into the model of the step S300 constituting the prediction model, Is calculated.

Figure pat00047
Figure pat00047

Figure pat00048
Figure pat00048

상기에서 살펴본 바와 같이 본 발명에 따르면, 초음속으로 비행하는 비행체의 마하수와 유동각을 정확하게 추정할 수 있다. As described above, according to the present invention, Mach number and flow angle of a flying object flying at supersonic speed can be accurately estimated.

또한, 독립변수들로 이루어진 본 발명에서의 예측모델은 중다회귀분석을 마치 단순회귀분석처럼 간단히 분석할 수 있기 때문에, 준여과상관분석 등과 같은 복잡하고 여러 오차를 포함하는 검증과정 및 분석을 생략할 수 있으므로, 예측에 필요한 시간과 비용을 절감할 수 있다. In addition, since the prediction model in the present invention made up of the independent variables can easily analyze the multiple regression analysis as if it is a simple regression analysis, the complicated and many errors including the correlation analysis and the like are omitted The time and cost required for prediction can be reduced.

도 1은 원추형 압력측정 시스템에서의 압력 측정 위치 및 구성도.
도 2는 정압력(P1,P2,P3,P4)들의 평균(

Figure pat00049
)을 도출하는 방법에 따른 압력비(pi) 특성을 설명하는 도면.
도 3은 본 발명에 따른 비행체의 유동속도 및 유동각을 도출하는 방법의 순서도.
도 4는 본 발명의 효과를 설명하는 도면.1 is a pressure measurement position and configuration diagram in a conical pressure measurement system;
Figure 2 shows the average of the positive pressures (P1, P2, P3, P4)
Figure pat00049
(P i ) according to the method of deriving the pressure ratio (p i ).
3 is a flowchart of a method for deriving flow velocity and flow angle of a flying object according to the present invention.
4 is a view for explaining the effect of the present invention;

본 명세서 및 청구범위에서 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다. 따라서, 본 명세서에 기재된 실시 예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 실시 예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형 예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다. 또한, 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 상세한 설명은 생략한다. 이하 본 발명의 바람직한 실시 예를 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명하기로 한다.It is to be understood that the words or words used in the present specification and claims are not to be construed in a conventional or dictionary sense and that the inventor can properly define the concept of a term in order to describe its invention in the best way And should be construed in accordance with the meaning and concept consistent with the technical idea of the present invention. Therefore, the embodiments described in the present specification and the configurations shown in the drawings are merely the most preferred embodiments of the present invention and are not intended to represent all of the technical ideas of the present invention. Therefore, various equivalents It should be understood that water and variations may be present. In the following description, well-known functions or constructions are not described in detail since they would obscure the invention in unnecessary detail. Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

도 3은 본 발명에 따른 비행체의 유동속도 및 유동각을 도출하는 방법의 순서도이다. 도 3을 참조할 때, 본 발명에 따른 비행체의 유동속도 및 유동각을 도출하는 방법은 측정하는 단계(S100), 압력비(pi)를 도출하는 단계(S200), 예측모델을 구성하는 단계(S300), 유동속도(M)를 산출하는 단계(S400), 옆미끄럼각(β)을 산출하는 단계(S500), 받음각(α)을 산출하는 단계(S600), 판단하는 단계(S700), 유동속도(M), 받음각(α) 및 옆미끄럼각(β)으로 도출하는 단계(S800) 및 상기 유동각(αt)을 도출하는 단계(S900)를 포함한다.3 is a flowchart of a method for deriving flow velocity and flow angle of a flying object according to the present invention. Referring to FIG. 3, the method for deriving the flow velocity and the flow angle of a flying object according to the present invention includes a step S100 of measuring, a step S200 of deriving a pressure ratio pi , A step S600 of calculating the angle of attack?, A step S700 of determining the flow angle M, a step S700 of determining the flow angle M, (S800) of deriving the velocity M, the angle of attack? And the side slip angle?, And deriving the flow angle? T (S900).

상기 측정하는 단계(S100)에서는 풍동시험(Wind Tunnel Test, WTT)을 실시하여, 풍동시험(Wind Tunnel Test, WTT)에서 비행체 모형에 장착된 원추형 압력측정 시스템에 가해지는 유동의 유동속도(M), 유동각(αt), 압력비(pi)를 측정한다. 이는 후술할 바와 같이, 원추형 압력측정 시스템에서의 최적의 압력비를 구성하고, 유동속도(M), 유동각(αt), 압력비(pi) 사이의 상관관계를 유추하기 위함이다.In the measuring step S100, a wind tunnel test (WTT) is performed to measure the flow velocity M applied to the conical pressure measuring system mounted on the air vehicle model in the Wind Tunnel Test (WTT) , The flow angle (α t ) and the pressure ratio (p i ) are measured. This is to construct an optimal pressure ratio in the conical pressure measurement system and to infer a correlation between the flow velocity M, the flow angle? T and the pressure ratio p i , as will be described later.

상기 압력비(pi)를 도출하는 단계(S200)에서는 비행체에 장착된 원추형 압력측정 시스템에서 전압력(Po) 및 정압력(P1,P2,P3,P4)을 측정하고, 상기 전압력(Po) 및 상기 정압력(P1,P2,P3,P4)으로부터 압력비(pi)를 도출한다. 이때, 하기의 수학식 6을 이용하여, 상기 압력비(pi)를 도출하게 된다.In the step S200 of deriving the pressure ratio p i , the voltage Po and the static pressures P 1, P 2, P 3 and P 4 are measured in the conical pressure measuring system mounted on the air vehicle, The pressure ratio (p i ) is derived from the static pressures (P1, P2, P3, P4). At this time, the pressure ratio p i is derived using the following equation (6).

Figure pat00050
Figure pat00050

(Po는 전압력 값이고,

Figure pat00051
는 정압력(P1,P2,P3,P4)들의 산술평균값임.)(Po is the value of the voltage,
Figure pat00051
Is the arithmetic average value of the positive pressures (P1, P2, P3, P4).)

도 2는 정압력(P1,P2,P3,P4)들의 평균(

Figure pat00052
)을 도출하는 방법에 따른 압력비(pi) 특성을 설명하는 도면이다. 도 2에서 위 그림은 압력비
Figure pat00053
와 유동각
Figure pat00054
의 특성을 나타내고, 아래 그림은 압력비
Figure pat00055
와 유동속도
Figure pat00056
의 특성을 나타낸다. 또한, 그림
Figure pat00057
는 정압력의 평균(
Figure pat00058
)을 구하는 방법에 따른 특성을 나타낸다. 즉, 그림
Figure pat00059
는 산술평균(Arithmetic Mean), 그림
Figure pat00060
는 기하평균(Geometric Mean), 그림
Figure pat00061
는 제곱멱평균(Square-root Quadratic Mean)을 의미한다. Figure 2 shows the average of the positive pressures (P1, P2, P3, P4)
Figure pat00052
(P i ) according to the method of deriving the pressure ratio (p i ). In Figure 2,
Figure pat00053
And the flow angle
Figure pat00054
, And the figure below shows the characteristics of the pressure ratio
Figure pat00055
And flow velocity
Figure pat00056
. Also,
Figure pat00057
Is the mean of the static pressure (
Figure pat00058
), Respectively. That is,
Figure pat00059
Arithmetic mean,
Figure pat00060
Is the geometric mean,
Figure pat00061
Means a square-root quadratic mean.

상기한 바와 같이, 중다회귀모형에서 회귀계수는 독립변인들의 상관계수

Figure pat00062
와 독립변인들과 종속변인의 상관계수
Figure pat00063
에 의해 결정되지만, 독립변인들이 서로 상관관계를 갖지 않는다면, 단순회귀분석에서의 회귀계수와 중다회귀분석에서의 산출되는 회귀계수는 동일하게 각각의 독립변인들과 종속변인의 상관성을 분석하면 된다. 따라서, 본 발명에서는 간단하고 명료하게 마하수를 추정할 수 있도록 서로 독립적인 변수인 마하수와 유동각을 가지고 예측모델을 구성할 필요가 있다.As described above, in the multiple regression model, the regression coefficient is the correlation coefficient of independent variables
Figure pat00062
And the correlation coefficient between independent variables and dependent variables
Figure pat00063
. However, if the independent variables do not correlate with each other, the correlation between the independent variables and the dependent variable can be analyzed in the same way for the regression coefficients in the simple regression analysis and the multiple regression analysis. Therefore, in the present invention, it is necessary to construct a predictive model with Mach number and flow angle which are mutually independent variables so as to easily and clearly estimate the Mach number.

이를 위해, 도 2에 나타난 것과 같이, 정압력의 평균(

Figure pat00064
)을 산술평균으로 구하는 경우 가장 효과적으로 변수의 특성들을 구분할 수 있다. 즉, 도 2의 상단그림을 비교할 때, 그림
Figure pat00065
,
Figure pat00066
에 비해 그림
Figure pat00067
의 그래프가 서로 명확하게 구분되는 것을 확인할 수 있다. 이로부터 산술평균에 의한 압력비 값을 적용하면 독립적인 변수인 마하수와 유동각을 가지고 예측모델을 구성할 수 있음을 확인할 수 있는 것이다. 따라서 본 발명에서는 정압력과 전압력의 산술평균 값을 이용하여 압력비를 구성한다.To this end, as shown in FIG. 2,
Figure pat00064
) Are obtained by arithmetic mean, it is possible to distinguish the characteristics of the variables most effectively. That is, when comparing the upper figure of Fig. 2,
Figure pat00065
,
Figure pat00066
Compared to
Figure pat00067
Can be clearly distinguished from each other. From this, it can be seen that applying the pressure ratio value by the arithmetic mean makes it possible to construct the prediction model with the independent variables Mach number and flow angle. Therefore, in the present invention, the pressure ratio is constructed by using the arithmetic average value of the positive pressure and the voltage.

상기 유동속도(M)를 산출하는 단계(S400)는 상기 도출하는 단계(S300)에서 도출된 상기 압력비(pi)를 상기 예측모델을 구성하는 단계(S200)의 상기 예측모델에 대입한 하기의 수학식 7을 이용하여, 상기 유동속도(M)를 산출한다.The step of calculating the flow velocity M at step S400 may include calculating the flow velocity M by substituting the pressure ratio pi obtained at the deriving step S300 into the prediction model at step S200 of constructing the prediction model Using the equation (7), the flow velocity M is calculated.

Figure pat00068
Figure pat00068

즉, 유동속도(M)를 산출하기 위해서 압력비(pi)를 종속 변인으로, 그리고 유동속도(M)와 유동각(αt)을 독립 변인으로 하는 예측 모델을 구성하는 것이다. 상기한 바와 같이, 중다회귀모형에서 독립변인들이 서로 상관관계를 갖지 않는다면, 단순회귀분석에서의 회귀계수와 중다회귀분석에서의 산출되는 회귀계수는 동일하게 각각의 독립변인들과 종속변인의 상관성을 분석하면 된다. 따라서, 본 발명에서는 간단하고 명료하게 마하수, 즉 유동속도(M)를 추정할 수 있도록, 서로 독립적인 변수인 마하수와 유동각을 가지고 예측모델을 구성한 것이다.In other words, to calculate the flow velocity M, a prediction model is constructed by using the pressure ratio p i as a dependent variable and the flow velocity M and the flow angle α t as independent variables. As described above, if the independent variables are not correlated with each other in the multiple regression model, the regression coefficient in the simple regression analysis and the regression coefficient calculated in the multiple regression analysis are the same as those of the independent variables and the dependent variables . Therefore, in the present invention, a predictive model is constructed with Mach numbers and flow angles, which are mutually independent variables, so that the Mach number, i.e., the flow velocity M, can be estimated simply and clearly.

상기 옆미끄럼각(β)을 산출하는 단계(S500)에서는 상기 유동속도(M)를 상기 예측모델을 구성하는 단계(S200)의 상기 예측모델에 대입한 하기의 수학식 8을 이용하여, 상기 옆미끄럼각(β)을 산출한다.In the step S500 of calculating the side slip angle beta, the flow velocity M is substituted into the prediction model of the step S200 constituting the prediction model, And the slip angle beta is calculated.

Figure pat00069
Figure pat00069

Figure pat00070
Figure pat00070

또한, 상기 받음각(α)을 산출하는 단계(S600)에서는 상기 옆미끄럼각(β)을 상기 예측모델을 구성하는 단계(S200)의 상기 모델에 대입한 하기의 수학식 9를 이용하여, 상기 받음각(α)을 산출한다.Further, in the step S600 of calculating the angle of attack [alpha], the side slip angle [beta] is calculated by using the following equation (9) in which the model of S200 composing the prediction model is substituted, (?).

Figure pat00071
Figure pat00071

Figure pat00072
Figure pat00072

이때, 받음각(α) 및 옆미끄럼각(β)은 상기 유동각(αt)을 구성하는 요소로써, 상기 유동각(αt), 받음각(α) 및 옆미끄럼각(β) 사이의 관계는 하기의 수학식 10과 같이 나타낼 수 있다.At this time, the relationship between the angle of attack (α) and the side-slip angle (β) is as an element constituting the flow angle (α t), the flow angle (α t), angle of attack (α) and the side-slip angle (β) is Can be expressed by the following Equation (10).

Figure pat00073
Figure pat00073

이하, 상기 옆미끄럼각(β)을 산출하는 단계(S500) 및 상기 받음각(α)을 산출하는 단계(S600)에 대해 상세히 설명한다.Hereinafter, the step S500 of calculating the side slip angle? And the step S600 of calculating the angle of attack? Will be described in detail.

받음각(α) 및 옆미끄럼각(β)은 도 1에서의 원추면의

Figure pat00074
면 혹은
Figure pat00075
면에서의 압력홀에서 측정한 두 개의 전압력의 차에 의해서 추정할 수 있다. 전압력차이는 첨두부 압력으로 나누어 전압력비의 차이로 계산한다. (하기의 수학식 11 참조)The angle of attack [alpha] and the side slip angle [beta]
Figure pat00074
Cotton or
Figure pat00075
Can be estimated by the difference between the two voltages measured in the pressure holes in the plane. The difference in the voltage difference is calculated by dividing the tip pressure by the difference of the total pressure ratio. (See Equation 11 below)

Figure pat00076
Figure pat00076

Figure pat00077
Figure pat00077

또한, 전압력차 기울기를 다음과 같이 전압력차를 유동각으로 나누어 계산하고 유동속도의 다항식으로 근사한다. 근사식의 계수는 유동속도와 유동각이 서로 독립적인 변인이기 때문에 마하수와 마찬가지로 선형회귀분석을 통해 산출하게 되는 것이다. (하기의 수학식 12 참조)Also, the slope of the voltage power difference is calculated by dividing the power difference by the flow angle as follows and approximated by the polynomial of the flow velocity. The coefficient of the approximate equation is calculated by linear regression analysis like Mach number because the flow velocity and the flow angle are independent of each other. (See Equation 12 below)

Figure pat00078
Figure pat00078

Figure pat00079
Figure pat00079

상기 판단하는 단계(S700)에서는 상기 산출하는 단계(S400)의 상기 유동속도(M), 상기 산출하는 단계(S500)의 상기 옆미끄럼각(β) 및 상기 산출하는 단계(S600)의 상기 받음각(α)의 오차가 모두 기설정된 한계오차 미만인지 판단한다.In the determining step S700, the flow velocity M of the calculating step S400, the side slip angle [beta] of the calculating step S500, and the angle of attack angle [beta] of the calculating step S600 ?) is less than a preset limit error.

또한, 상기 도출하는 단계(S900)는 상기 판단하는 단계(S700)에서 상기 오차가 기설정된 한계오차 미만이 아닌 경우에는, 상기 산출하는 단계(S500)의 상기 옆미끄럼각(β) 및 상기 산출하는 단계(S600)의 상기 받음각(α)으로부터 상기 유동각(αt)을 도출한다. 상기 유동각(αt)은 상기의 수학식 10을 이용하여 도출한다.If it is determined in step S700 that the error is not less than the predetermined limit error, the calculating step S900 may calculate the side slip angle [beta] of the calculating step S500 and the calculating step [ The flow angle? T is derived from the angle of attack? In step S600. The flow angle? T is derived using Equation (10).

또한, 상기 도출하는 단계(S900) 후에는, 상기 유동각(αt)을 상기 예측모델을 구성하는 단계(S300)의 상기 모델에 대입하여, 상기 산출하는 단계(S400)를 수행하게 된다.After the deriving step S900, the flow angle alpha t is substituted into the model of the step S300 constituting the prediction model, and the calculating step S400 is performed.

즉, S400 내지 S900 단계에서 유동속도(M), 받음각(α) 및 옆미끄럼각(β)을 산출하였으며, 이들의 오차가 수용할 수 있을 만큼 작아질 때까지 반복적으로 계산하여 회귀분석을 수행하는 것이다. 선형회귀분석에서 상관성을 나타내는 항들은 그 항수가 많아 질수록 오차는 점차 줄어들게 되지만, 이에 따라 증가하는 계산량, 분석시간 및 노력를 고려할 때 이를 무한히 반영할 수는 없다. That is, in steps S400 to S900, the flow velocity M, the angle of attack? And the side slip angle? Are calculated, and the calculation is repeatedly performed until the error is small enough to be acceptable to perform the regression analysis will be. In the linear regression analysis, the terms that show correlation are gradually reduced as the number of terms increases, but this can not be reflected infinitely when considering the increasing amount of computation, analysis time, and effort.

따라서, 상기 오차가 수용할 수 있을 만큼 작아질 때까지 반복하는 것이다. 상기 기설정된 한계오차는 수용할 수 있는 최대의 오차로서, 설계자의 의도에 따라 달리 설정될 수 있다. 또한, 상기와 같이 S400 내지 S900 단계를 반복하여 오차가 수용할 만큼 작아질 때, 후술할 다항식의 차수(m,n)가 결정되게 된다. Thus, it repeats until the error is small enough to be acceptable. The preset limit error can be set differently according to the intention of the designer as the maximum allowable error. In addition, as described above, when the steps S400 to S900 are repeated and the error becomes small enough to accept, the degree (m, n) of the polynomial to be described later is determined.

최종적으로 상기 도출하는 단계(S800)에서는, 상기 오차가 기설정된 한계오차 미만인 경우에는 상기 산출하는 단계(S400)의 상기 유동속도(M), 상기 산출하는 단계(S500)의 상기 옆미끄럼각(β) 및 상기 산출하는 단계(S600)의 상기 받음각(α)을 상기 비행체의 유동속도(M), 받음각(α) 및 옆미끄럼각(β)으로 도출하게 된다. In the final deriving step S800, if the error is less than the predetermined limit error, the flow velocity M of the calculating step S400, the side slip angle β of the calculating step S500 And the angle of attack? Of the calculation step S600 are derived from the flow velocity M, the angle of attack? And the side slip angle? Of the air vehicle.

도 4는 본 발명의 효과를 설명하는 도면이다. 도 4에 나타난 것과 같이, 본 발명을 적용한 경우에는 예측한 마하수와 실제 마하수의 오차가 약 2% 이내로서, 매우 정확하게 마하수를 추정하고 있음을 확인할 수 있었다. 4 is a view for explaining the effect of the present invention. As shown in FIG. 4, when the present invention is applied, it can be confirmed that the Mach number is estimated very accurately, with an error between the predicted Mach number and the actual Mach number within about 2%.

이하, 상기 예측모델을 구성하는 단계(S300)에서의 예측모델에 대해, 보다 상세히 설명한다.Hereinafter, the prediction model in step S300 of constructing the prediction model will be described in more detail.

본 발명의 제 1 실시 예에서는, 하기의 수학식 13과 같이 압력비를 종속변인으로 하고, 마하수와 유동각을 독립 변인으로 한 예측 모델의 구성 및 선형회귀분석과 상관계수 분석에 의한 독립변인 항을 결정한다.In the first embodiment of the present invention, the constitution of a prediction model in which the pressure ratio is a dependent variable and the Mach number and the flow angle as independent variables and the independent variable term by the linear regression analysis and the correlation coefficient analysis are determined do.

Figure pat00080
Figure pat00080

Figure pat00081
Figure pat00081

(여기서,

Figure pat00082
은 ,
Figure pat00083
는 ,
Figure pat00084
는, m, n은 다항식의 차수임.)(here,
Figure pat00082
And,
Figure pat00083
Quot;
Figure pat00084
, M, n is the order of the polynomial.)

예를 들면 독립 변인의 2차항까지 고려한 일반 선형회귀분석 모형은 하기의 수학식 14 및 표 1과 같다.For example, a general linear regression analysis model that considers the second term of the independent variable is shown in Equation (14) and Table 1 below.

Figure pat00085
Figure pat00085

Figure pat00086
Figure pat00086
Figure pat00087
Figure pat00087
Figure pat00088
Figure pat00088
Figure pat00089
Figure pat00089
Figure pat00090
Figure pat00090
Figure pat00091
Figure pat00091
Figure pat00092
Figure pat00092
Figure pat00093
Figure pat00093
 RR 0.8800.880 0.8800.880 -0.413-0.413 -0.438-0.438 -0.364-0.364 -0.400-0.400 -0.314-0.314 -0.361-0.361 p-valuep-value 0.00.0 0.00.0 0.00.0 0.00.0 0.00.0 0.00.0 0.00.0 0.00.0

이 경우 회귀 분석 결과 모든 항들이 상관성을 나타낸다. 또한, 마하수와 유동각이 서로 독립적이기 때문에 이들의 곱으로 이루어진 항도 단순하게 선형 회귀 분석할 수 있다. 여기서 우리가 예측하고자 하는 변수는 마하수이기 때문에 마하수에 대해 다시 정리하면 2차방정식에 대한 해를 구하게 된다. In this case, all the terms in the regression analysis show the correlation. Also, since the Mach number and the flow angle are independent of each other, the product of these products can be simply subjected to linear regression analysis. Since the variable we are going to predict here is Mach number, we can solve the quadratic equation by rearranging Mach numbers.

또한, 본 발명의 제 2 실시 예에서는, 압력차를 종속 변인으로 하고, 마하수와 유동각을 독립 변인으로 구성한 예측 모델 및 선형회귀분석 모형을 사용한다. (하기의 수학식 15 참조)In the second embodiment of the present invention, a predictive model and a linear regression analysis model in which the pressure difference is a dependent variable and Mach number and flow angle are independent variables are used. (See Equation 15 below)

Figure pat00094
Figure pat00094

Figure pat00095
Figure pat00095

Figure pat00096
Figure pat00096

Figure pat00097
Figure pat00097

위의 마하수를 구하는 선형 회귀 분석과 같이 여기서는 압력차를 유동각으로 나눈 항에 대한 함수를 구성한다. 여기서 예측하고자 하는 종속 변인은 유동각으로, 유동각에는 받음각(Angle Of Attack, AOA, α) 과 옆미끄럼각(Angle Of Sideslip, AOS, β) 두 가지가 있다. 원추면의

Figure pat00098
면에서 측정되는 압력차에 대한 항
Figure pat00099
의 구성은 마하수와 옆미끄럼각의 독립 변인으로 구성되고, 반대로 원추면의
Figure pat00100
면에서 측정되는 압력차에 대한 항(
Figure pat00101
)의 구성은 마하수와 받음각의 독립 변인으로 구성된다. 회귀분석과정은 마하수와 유동각이 서로 독립적인 변인이기 때문에 위에 마하수 예측모델의 회귀분석과 동일하다.As in the linear regression analysis of the above Mach numbers, we construct a function for the term by dividing the pressure difference by the flow angle. The dependent variable to be predicted here is the flow angle, and there are two angles of attack (AOA, α) and a side slip angle (AOS, β) for the flow angle. Conical
Figure pat00098
Of the pressure difference measured in the plane
Figure pat00099
Is composed of independent variables of Mach number and side slip angle, and on the contrary,
Figure pat00100
Of the pressure difference measured in the plane (
Figure pat00101
) Consists of independent variables of Mach number and angle of attack. Since regression analysis is independent of Mach number and flow angle, it is the same as the regression analysis of the Mach number prediction model above.

앞서 살펴본 실시 예는 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자(이하 '당업자'라 한다)가 본 발명을 용이하게 실시할 수 있도록 하는 바람직한 실시 예일 뿐, 전술한 실시 예 및 첨부한 도면에 한정되는 것은 아니므로 이로 인해 본 발명의 권리범위가 한정되는 것은 아니다. 따라서, 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범위 내에서 여러 가지 치환, 변형 및 변경이 가능하다는 것이 당업자에게 있어 명백할 것이며, 당업자에 의해 용이하게 변경 가능한 부분도 본 발명의 권리범위에 포함됨은 자명하다.It is to be understood that both the foregoing general description and the following detailed description of the present invention are exemplary and explanatory only and are not restrictive of the invention, as claimed, and will be fully understood by those of ordinary skill in the art. The present invention is not limited thereto. It will be apparent to those skilled in the art that various substitutions, modifications and variations are possible within the scope of the present invention, and it is obvious that those parts easily changeable by those skilled in the art are included in the scope of the present invention .

Claims (7)

풍동시험(Wind Tunnel Test, WTT)에서 비행체 모형에 장착된 원추형 압력측정 시스템에 가해지는 유동의 유동속도(M), 유동각(αt), 압력비(pi)를 측정하는 단계(S100);
비행체에 장착된 원추형 압력측정 시스템에서 전압력(Po) 및 정압력(P1,P2,P3,P4)을 측정하고, 상기 전압력(Po) 및 상기 정압력(P1,P2,P3,P4)으로부터 압력비(pi)를 도출하는 단계(S200);
상기 유동속도(M), 유동각(αt), 압력비(pi) 사이의 상관관계를 도출하여, 비행체에 장착된 원추형 압력측정 시스템에서의 압력비(pi)에 따른 유동속도(M) 및 유동각(αt)을 예측하는 예측모델을 추정하는 단계(S300);
상기 압력비(pi)를 도출하는 단계(S200)에서 도출된 상기 압력비(pi)를, 상기 추정하는 단계(S300)의 상기 모델에 대입하여, 상기 유동속도(M)를 산출하는 단계(S400);
유동속도(M)를 산출하는 단계(S400)의 상기 유동속도(M)를, 상기 예측모델을 구성하는 단계(S200)의 상기 모델에 대입하여, 상기 유동각(αt)을 구성하는 받음각(α) 및 옆미끄럼각(β) 중 상기 옆미끄럼각(β)을 산출하는 단계(S500);
상기 옆미끄럼각(β)을 산출하는 단계(S500)의 상기 옆미끄럼각(β)을, 상기 예측모델을 구성하는 단계(S300)의 상기 모델에 대입하여, 상기 받음각(α)을 산출하는 단계(S600);
상기 유동속도(M)를 산출하는 단계(S400)의 상기 유동속도(M), 상기 옆미끄럼각(β)을 산출하는 단계(S500)의 상기 옆미끄럼각(β) 및 상기 받음각(α)을 산출하는 단계(S600)의 상기 받음각(α)의 오차가 모두 기설정된 한계오차 미만인지 판단하는 단계(S700);
상기 오차가 기설정된 한계오차 미만인 경우에는, 상기 유동속도(M)를 산출하는 단계(S400)의 상기 유동속도(M), 상기 옆미끄럼각(β)을 산출하는 단계(S500)의 상기 옆미끄럼각(β) 및 상기 받음각(α)을 산출하는 단계(S600)의 상기 받음각(α)을 상기 비행체의 유동속도(M), 받음각(α) 및 옆미끄럼각(β)으로 도출하는 단계(S800);
를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 유동속도 및 유동각을 도출하는 방법.Measuring a flow velocity M, a flow angle α t , and a pressure ratio p i of the flow applied to the conical pressure measuring system mounted on the air vehicle model in the Wind Tunnel Test (WTT) (S 100);
P2, P3 and P4 are measured in the conical pressure measuring system mounted on the airplane and the pressure ratio (Po, P2, P3, P4) p i ) (S200);
The flow rate (M), flow angle (α t), pressure ratio (p i) flow rate (M) according to to derive a correlation between the pressure ratio (p i) in the conical pressure measuring system mounted to the vehicle, and Estimating a prediction model for predicting the flow angle? T (S300);
The method comprising the the pressure ratio (p i) derived at step (S200) to derive the pressure ratio (p i), by applying to the model of step (S300) that the estimate, calculating the flow rate (M) (S400 );
The flow rate of the flow rate (M) of the step (S400) for calculating a (M), angle of attack, which is substituted in the model, the step (S200) forming the prediction model, constituting the flow angle (α t) ( (S500) of the side slip angle [beta] among the side slip angle [alpha] and the side slip angle [beta].
Calculating the angle of attack? By substituting the side slip angle? Of the step S500 of calculating the side slip angle? Into the model of the step S300 constituting the prediction model; (S600);
The side slip angle beta and the angle of attack? Of the flow velocity M, the side slip angle beta at step S500 of calculating the flow velocity M at step S400, (S700) of determining whether the error of the angle of attack? In the calculating step S600 is less than a predetermined limit error;
(S500) of calculating the flow velocity (M), the side slip angle (?) In the step (S400) of calculating the flow velocity (M) when the error is less than the predetermined limit error Deriving the angle of attack? In the step S600 of calculating the angle? And the angle of attack? As the flow velocity M, the angle of attack? And the side slip angle? );
Wherein the flow velocity and the flow angle of the airplane are derived. 제 1항에 있어서,
상기 판단하는 단계(S700)에서,
상기 오차가 기설정된 한계오차 미만이 아닌 경우에는,
상기 옆미끄럼각(β)을 산출하는 단계(S500)의 상기 옆미끄럼각(β) 및 상기 받음각(α)을 산출하는 단계(S600)의 상기 받음각(α)으로부터 상기 유동각(αt)을 도출하는 단계(S900);
를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 유동속도 및 유동각을 도출하는 방법.The method according to claim 1,
In the determining step S700,
If the error is not less than the predetermined limit error,
The flow angle (α t) from the angle of attack (α) of the step (S600) for calculating the side slip angle (β) and the angle of attack (α) of the step (S500) for calculating the side slip angle (β) (S900);
Wherein the flow velocity and the flow angle of the airplane are derived. 제 2항에 있어서,
상기 유동각(αt)을 도출하는 단계(S900) 후, 상기 유동각(αt)을 상기 예측모델을 구성하는 단계(S300)의 상기 모델에 대입하여, 상기 유동속도(M)를 산출하는 단계(S400)를 수행하는 것을 특징으로 하는 비행체의 유동속도 및 유동각을 도출하는 방법.3. The method of claim 2,
After deriving the flow angle alpha t (S900), the flow angle alpha t is substituted into the model of the step S300 constituting the prediction model to calculate the flow velocity M (S400) is performed in the step (S400). 제 1항에 있어서,
상기 압력비(pi)를 도출하는 단계(S200)는 하기의 수학식을 이용하여, 상기 압력비(pi)를 도출하는 것을 특징으로 하는 비행체의 마하수 및 유동각을 도출하는 방법.
Figure pat00102

(Po는 전압력 값이고,
Figure pat00103
는 정압력(P1,P2,P3,P4)들의 산술평균값임.)The method according to claim 1,
The pressure ratio method to step (S200) for deriving a (p i) is used the equations to derive the Mach number and the flow angle of the air vehicle, characterized in that to derive the pressure ratio (p i).
Figure pat00102

(Po is the value of the voltage,
Figure pat00103
Is the arithmetic average value of the positive pressures (P1, P2, P3, P4).) 제 1항에 있어서,
상기 유동속도(M)를 산출하는 단계(S400)는 상기 압력비(pi)를 도출하는 단계(S200)에서 도출된 상기 압력비(pi)를 상기 예측모델을 구성하는 단계(S300)의 상기 모델에 대입한 하기의 수학식을 이용하여, 상기 유동속도(M)를 산출하는 것을 특징으로 하는 비행체의 마하수 및 유동각을 도출하는 방법.
Figure pat00104
The method according to claim 1,
The step of calculating the flow velocity M may include calculating the pressure ratio p i derived in step S200 of deriving the pressure ratio p i from the model of the model S300 of the prediction model And calculating the flow velocity (M) using the following mathematical expression that is substituted for the flow velocity (M).
Figure pat00104
 제 5항에 있어서,
상기 옆미끄럼각(β)을 산출하는 단계(S500)는 상기 유동속도(M)를 상기 예측모델을 구성하는 단계(S300)의 상기 모델에 대입한 하기의 수학식을 이용하여, 상기 옆미끄럼각(β)을 산출하는 것을 특징으로 하는 비행체의 마하수 및 유동각을 도출하는 방법.
Figure pat00105

Figure pat00106
6. The method of claim 5,
The step S500 of calculating the side slip angle beta may be performed by using the following equation which is obtained by substituting the flow velocity M into the model of the step S300 constituting the prediction model, (?) is calculated by subtracting the Mach number and the flow angle of the flying object.
Figure pat00105

Figure pat00106
 제 6항에 있어서,
상기 받음각(α)을 산출하는 단계(S600)는 상기 옆미끄럼각(β)을 상기 예측모델을 구성하는 단계(S300)의 상기 모델에 대입한 하기의 수학식을 이용하여, 상기 받음각(α)을 산출하는 것을 특징으로 하는 비행체의 마하수 및 유동각을 도출하는 방법.
Figure pat00107

Figure pat00108
The method according to claim 6,
The step of calculating the angle of attack? S600 may be performed by calculating the angle of attack? Using the following equation in which the side slip angle? Is substituted into the model of the step S300 constituting the prediction model, And calculating a Mach number and a flow angle of the flying object.
Figure pat00107

Figure pat00108
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