그림 1.1 설계변수 3개인 경우의 실험점 선택 예=15,79,1

그림 1.2 Hicks and Henne 형상함수 분포(14 설계변수)=16,80,1

그림 1.3 RSM 및 2차원 Navier-Stokes 해법을 이용한 설계 과정=17,81,1

그림 1.4 설계에 사용된 NACA 64621 에어포일 격자계=18,82,1

그림 1.5 Bell 에어포일 및 역설계 후 에어포일의 형상비교=19,83,1

그림 1.6 Bell 에어포일 및 역설계 후 에어포일의 공력계수 비교=20,84,1

그림 1.7 Bell 에어포일 및 역설계 후 에어포일의 양항비 특성비교=21,85,1

그림 1.8 스마트 무인기용 에어포일(SF 0721) 최종 설계결과=22,86,1

그림 1.9 뒷전각 제약조건에 따른 설계 후 공력계수 변화=24,88,1

그림 1.10 뒷전각 제약조건에 따른 설계 후 형상 변화=25,89,1

그림 1.11 공력특성 비교를 위한 뒷전 형상변화=26,90,1

그림 1.12 SF 0721과 유사 에어포일의 3차원 특성비교=28,92,1

그림 1.13 TRAM 로터의 정지비행 성능해석 예(FLIGTLAB 결과)=30,94,1

그림 1.14 4-blade 로터의 정지비행 성능해석 예(FLIGTLAB 결과)=30,94,1

그림 1.15 2차원 익형의 수치 해석을 위한 전체 계산 격자=34,98,1

그림 1.16 2차원 익형의 수치 해석을 위한 익형 주위 격자=34,98,1

그림 1.17 두께비가 16.7%,20%,24%인 타원형 익형=35,99,1

그림 1.18 두께비가 다른 익형의 항력 계수=36,100,1

그림 1.19 두께비가 다른 익형의 양력 계수=37,101,2

그림 1.20 n값에 따른 타원 형태의 익형들(n＝1.6,1.8,2.0,2.2)=39,103,1

그림 1.21 다양한 n 값에 대한 항력 계수 값들=39,103,1

그림 1.22 다양한 n 값에 대한 양력 계수 값들=40,104,1

그림 1.23 스마트 무인기 해석에 사용된 E1 형상의 수치 모델=41,105,1

그림 1.24 전기체 해석을 위한 hub와 rotor 주위의 점성격자=41,105,1

그림 1.25 Grid adaptation을 포함한 항력 계수의 수렴 경로=42,106,1

그림 1.26 Grid adaptation이 행해지는 격자의 위치 표시=42,106,1

그림 1.27 비행체 표면의 압력계수,hub 높이:63㎜,받음각도：0도=43,107,1

그림 1.28 비행체 대칭면의 압력계수,hub 높이:63㎜,받음각：0도=44,108,1

그림 1.29 비행체 주위 저속도 분포,hub 높이:63㎜,받음각도：0도=44,108,1

그림 1.30 선미익과 후미익 주변의 압력계수 분포=45,109,1

그림 1.31 Hub 주위 로터의 압력 계수 분포=46,110,1

그림 1.32 Hub 주위 동체의 압력계수 및 저속도 분포=47,111,1

그림 1.33 Hub를 제거한 E1 형상의 무인기=49,113,1

그림 1.34 Fairing을 장착한 스마트 무인기 로터 주위 형상=50,114,1

그림 1.35 로터를 제외한 TR-E1 형상의 수치 해석 모델=53,117,1

그림 1.36 점성격자를 포함한 engine intake 주위의 표면 격자=53,117,1

그림 1.37 전기체 표면의 압력계수분포=54,118,1

그림 1.38 Engine intake 주위의 압력 계수 분포=54,118,1

그림 1.39 비행체 주위의 저속도 분포,자유류 속도:134㎧=55,119,1

그림 1.40 양력변화에 따른 TR-E1 형상의 항력 및 모멘트 계수=56,120,1

그림 1.41 Actuator disk 모델을 포함한 TR-E1형상의 압력계수=57,121,1

그림 1.42 로터 해석을 위한 수치 모델 및 압력계수 분포=58,122,1

그림 1.43 로터의 압력계수 분포,rpm:1,600,Mtip:0.5,자유류:0㎧=58,122,1

그림 1.44 2차원 에어포일의 형상비교=59,123,1

그림 1.45 2차원 에어포일 주위의 점성 격자 분포=60,124,1

그림 1.46 2차원 에어포일의 drag polar=60,124,1

그림 1.47 2차원 에어포일의 피칭 모멘트 비교=61,125,1

그림 1.48 주익과 동체 주위의 삼각 및 사각 격자=62,126,1

그림 1.49 전기체 표면의 압력 계수 분포,Minf:0.34=63,127,1

그림 1.50 전기체 주위의 저속도 분포,V:0~100㎧=63,127,1

그림 1.51 다른 익형을 가진 전기체의 drag polar 비교=64,128,1

그림 1.52 다른 익형을 가진 전기체의 피칭 모멘트 비교=65,129,1

그림 1.53 다른 익형을 가진 전기체의 양항비 특성=65,129,1

그림 1.54 수치해석을 수행한 스마트 무인기 형상=66,130,1

그림 1.55 조종면 변위에 따른 양력 계수 분포=67,131,1

그림 1.56 조종면 변위에 따른 양항비 분포=68,132,1

그림 1.57 주익 설치각 변화에 따른 양력 계수=69,133,1

그림 1.58 주익 설치각에 따른 피칭 모멘트 분포=69,133,1

그림 1.59 주익 설치각 변화에 따른 drag polar=70,134,1

그림 1.60 주익 설치각에 따른 side force,rolling 및 yawing moment=70,134,2

그림 1.61 요각 변화에 따른 side force,rolling 및 yawing moment=71,135,2

그림 1.62 blade 표면의 계산 격자=75,139,1

그림 1.63 제자리 비행시의 추력 및 로터의 요구 동력 비교=76,140,1

그림 1.64 전진 비행시의 추력 및 로터의 요구동력 비교=77,141,1

그림 1.65 스마트 무인기의 표면 압력 계수 분포=79,143,1

그림 1.66 스마트 무인기의 양력 및 항력 비교=79,143,1

그림 1.67 Bell이 설계 스마트 무인기(TR-E2)=82,146,1

그림 1.68 TR-E2S1 형상=83,147,1

그림 1.69 Nacelle과 주익끝단 결합부위=83,147,1

그림 1.70 wing tip과 nacelle 사이의 단차를 처리=84,148,1

그림 1.71 동체를 구성하는 spine block=84,148,1

그림 1.72 시험부에 설치된 TR-E2 모델=84,148,1

그림 1.73 시험부에 설치된 TR-E2S1 모델=85,149,1

그림 1.74 무인기 풍동모형 제작시 모델지지 위치=87,151,1

그림 1.75 스마트 무인기 삼면도=87,151,1

그림 1.76 sting interference 보정 기법=95,159,1

그림 1.77 양력 반복성=97,161,1

그림 1.78 피칭모멘트 반복성=99,163,1

그림 1.79 drag-polar 반복성=100,164,1

그림 1.80 측력계수 반복성=101,165,1

그림 1.81 롤링모멘트 반복성=101,165,1

그림 1.82 요잉모멘트 반복성=102,166,1

그림 1.83 양력계수(주익설치각＝4도,yaw＝0도)=103,167,1

그림 1.84 피칭모멘트와 양력계수(주익설치각＝4도,yaw＝0도)=104,168,1

그림 1.85 양항곡선(주익설치각＝4도,yaw＝0도)=105,169,1

그림 1.86 양력계수와 양항비 관계(주익설치각＝4도,yaw＝0도)=105,169,1

그림 1.87 측력계수(주익설치각＝4도,yaw＝0도)=107,171,1

그림 1.88 롤링모멘트(주익설치각＝4도,yaw＝0도)=107,171,1

그림 1.89 요잉모멘트(주익설치각＝4도,yaw＝0도)=108,172,1

그림 1.90 양력특성(주익설치각＝1도,yaw＝0도)=109,173,1

그림 1.91 피칭모멘트와 양력계수(주익설치각＝1도,yaw＝0도)=110,174,1

그림 1.92 양항곡선(주익설치각＝1도,yaw＝0도)=111,175,1

그림 1.93 양력계수와 양항비(주익설치각＝1도,yaw＝0도)=112,176,1

그림 1.94 측력계수(주익설치각＝1도,yaw＝0도)=113,177,1

그림 1.95 롤링모멘트(주익설치각＝1도,yaw＝0도)=113,177,1

그림 1.96 요잉모멘트(주익설치각＝1도,yaw＝0도)=114,178,1

그림 1.97 측력,롤링 및 요잉모멘트(Clean)=115,179,1

그림 1.98 주익설치각과 요각 변화에 따른 피칭모멘트(Clean)=116,180,1

그림 1.99 양항곡선(주익설치각과 yaw각 변화)=117,181,1

그림 1.100 측력,롤링 및 요잉모멘트(승강키 10도)=118,182,1

그림 1.101 주익설치각과 요각 변화에 따른 피칭모멘트(Ele＝10)=119,183,1

그림 1.102 측력,롤링 및 요잉모멘트(러더-20도)=120,184,1

그림 1.103 주익설치각과 요각 변화에 따른 피칭모멘트(러더＝-20)=121,185,1

그림 1.102／104 주익설치각과 요각 변화에 따른 양력계수(러더＝-20)=122,186,1

그림 1.105 요각 변화에 따른 양력계수=123,187,1

그림 1.106 요각 변화에 따른 피칭모멘트(Clean)=124,188,1

그림 1.107 요각 변화에 따른 측력계수=125,189,1

그림 1.108 요각 변화에 따른 롤링모멘트=125,189,1

그림 1.109 요각 변화에 따른 요잉모멘트=126,190,1

그림 1.110 측력,롤링 및 요잉모멘트(승강키＝20도)=127,191,1

그림 1.111 요각 변화에 따른 피칭모멘트(승강키＝20도)=128,192,1

그림 1.112 측력,롤링 및 요잉모멘트(승강키＝20도)=129,193,1

그림 1.113 측력,롤링 및 요잉모멘트(러더＝-20도)=131,195,1

그림 1.114 측력,롤링 및 요잉모멘트(조종면 변화)=132,196,1

그림 1.115 조종면 변화에 따른 피칭모멘트(yaw run)=133,197,1

그림 1.116 양력 반복성=134,198,1

그림 1.117 피칭모멘트 반복성=135,199,1

그림 1.118 항력 반복성 시험결과=136,200,1

그림 1.119 측력계수,롤링모멘트,요잉모멘트 반복성=137,201,1

그림 1.120 동체 및 부착물의 양력 및 피칭모멘트=138,202,1

그림 1.121 동체 및 부착물의 양항력 곡선=139,203,1

그림 1.122 동체 및 부착물의 측력,롤링과 요잉모멘트=140,204,1

그림 1.123 모델 component에 따른 양력계수=141,205,1

그림 1.124 조종면 변화에 따른 양력계수=142,206,1

그림 1.125 모델 component에 따른 피칭모멘트=143,207,1

그림 1.126 조종면 변화에 따른 피칭모멘트=143,207,1

그림 1.127 꼬리날개의 조종면에 의한 측력,롤링,요잉모멘트=144,208,1

그림 1.128 조종면 변화에 따른 양력특성(Yaw＝0 조건)=145,209,1

그림 1.129 조종면 변화에 따른 피칭모멘트 특성(Yaw＝0 조건)=146,210,1

그림 1.130 조종면 변화에 따른 양항력 특성 (Yaw＝0 조건)=147,211,1

그림 1.131 조종면 변화에 따른 양항비 특성 (Yaw＝0 조건)=147,211,1

그림 1.132 조종면 변화에 따른 측력,롤링 및 요잉모멘트 특성 (Yaw＝0)=148,212,1

그림 1.133 양력특성 (주익설치각＝1도,yaw＝0도)=150,214,1

그림 1.134 피칭모멘트와 양력계수(주익설치각＝1도,yaw＝0도)=151,215,1

그림 1.135 양항곡선(주익설치각＝1도,yaw＝0도)=152,216,1

그림 1.136 양항비 곡선(주익설치각＝1도,Yaw＝0도)=152,216,1

그림 1.137 측력,롤링모멘트,요잉모멘트 특성(설치각=153,217,1

그림 1.138 주익설치각과 요각 변화에 따른 피칭모멘트(clean)=154,218,1

그림 1.139 주익설치각과 요각 변화시 측력,롤링 및 요잉모멘트(clean)=155,219,1

그림 1.140 주익설치각과 요각 변화에 따른 양항곡선(clean)=156,220,1

그림 1.141 주익설치각과 요각 변화시 측력,롤링과 요잉모멘트(Ele＝20)=157,221,1

그림 1.142 Ventral Fin의 장탈착효과(양력과 피칭모멘트)=158,222,1

그림 1.143 Ventral Fin의 장탈착효과(측력,롤링,요잉모멘트)=159,223,1

그림 1.144 요각 변화에 따른 양력계수(Clean)=161,225,1

그림 1 145 요각 변화에 따른 피칭모멘트(Clean)=162,226,1

그림 1.146 요각 변화에 따른 측력,롤링,요잉모멘트(Clean)=162,226,1

그림 1.147 Ventral Fin 장탈착에 따른 측력,롤링,요잉모멘트(Clean)=163,227,1

그림 1.148 Ventral Fin 장탈착에 따른 피칭모멘트(Clean)=164,228,1

그림 1.149 요각 변화에 따른 측력,롤링,요잉모멘트(Ele＝-20)=165,229,1

그림 1.150 조종면 변화에 따른 피칭모멘트 변화=166,230,1

그림 1.151 조종면 변화에 따른 측력,롤링,요잉모멘트 변화=167,231,1

그림 1.152 양력계수 반복성=176,240,1

그림 1.153 피칭모멘트 반복성=177,241,1

그림 1.154 drag-polar 반복성=177,241,1

그림 1.155 양력계수 변화=179,243,1

그림 1.156 피칭모멘트계수 변화=179,243,1

그림 1.157 Drag Build-up=180,244,1

그림 1.158 slotted와 plain flaperon 양력특성=181,245,1

그림 1 159 slotted와 plain flaperon drag-polar 특성=182,246,1

그림 1.160 slotted와 plain flaperon의 양항비 특성 비교=183,247,1

그림 1.161 전기체 형상의 yaw run 결과=185,249,1

그림 1.162 plain과 slotted flaperon 러더 특성=187,251,1

그림 1.163 승강키 변화에 따른 양력계수=188,252,1

그림 1.164 승강키 변화에 따른 피칭모멘트계수=189,253,1

그림 1.165 aileron변위 및 다른 조건에서 공력계수 변화=190,254,1

그림 1.166 aileron변위 및 다른 조건에서 피칭모멘트계수 변화=191,255,1

그림 1.167 aileron변위 및 다른 시험조건에서 측력모멘트계수 변화=191,255,1

그림 1.168 aileron변위 및 다른 시험조건에서 요잉모멘트계수 변화=192,256,1

그림 1.169 aileron변위 및 다른 시험조건에서 롤링모멘트계수 변화=193,257,1

그림 1.170 레이놀즈수에 따른 양력계수 변화=194,258,1

그림 1.171 레이놀즈수에 따른 항력계수 변화=194,258,1

그림 1.172 레이놀즈수에 따른 피칭모멘트계수 변화=195,259,1

그림 1.173 레이놀즈수에 따른 측력,요잉 및 롤링모멘트계수 변화=195,259,1

그림 1.174 측력,롤링 및 요잉모멘트계수 변화=198,262,1

그림 1.175 요각에 따론 양력계수 변화=199,263,1

그림 1.176 요각에 따른 피칭모멘트계수 변화=199,263,1

그림 1.177 측력,요잉 및 롤링모멘트계수 변화=200,264,1

그림 1.178 Flaperon 변위에 의한 양력계수 기울기 변화=204,268,1

그림 1.179 Flaperon 변위에 의한 양력계수 절편값 변화=206,270,1

그림 1.180 Flaperon 변위에 의한 피칭모멘트계수 기울기 변화=207,271,1

그림 1.181 피칭모멘트 절편값 차이 설명=208,272,1

그림 1.182 Flaperon 변위에 의한 피칭모멘트계수 절편값 변화=209,273,1

그림 1.183 승강키 변위각에 의한 양력계수 기울기 변화=210,274,1

그림 1.184 승강키 변위각에 의한 양력계수 절편값 변화=212,276,1

그림 1.185 승강키 변위각에 의한 피칭모멘트계수 기울기 변화=213,277,1

그림 1.186 승강키 변위각에 의한 피칭모멘트계수 절편값 변화=214,278,1

그림 1.187 러더 변위각에 따른 측력,요잉,롤링모멘트계수 기울기 변화=215,279,1

그림 1.188 러더 변위각에 따른 측력,요잉,롤링모멘트계수 절편값 변화=216,280,1

그림 1.189 flaperon 변위 따른 측력,요잉,롤링모멘트계수 기울기 변화=217,281,1

그림 1.190 Flaperon 변위 따른 측력,요잉,롤링모멘트계수 절편값 변화=218,282,1

그림 1.191 Flaperon 변위 따른 측력,요잉,롤링모멘트계수 절편값 변화=219,283,1

그림 1.192 승강키 변위각 변화-기준형상의 양력계수 기울기 변화=221,285,1

그림 1.193 승강키 변위각 변화-기준형상의 양력계수 절편값 변화=222,286,1

그림 1.194 승강키 변위각 변화-기준형상의 피칭모멘트계수 기울기 변화=224,288,1

그림 1.195 승강키 변위각 변화-기준형상의 피칭모멘트계수 절편값 변화=224,288,1

그림 1.196 수평꼬리날개 설치각 변화-기준형상의 양력계수 기울기 변화=226,290,1

그림 1.197 수평꼬리날개 설치각 변화-기준형상의 양력계수 절편값 변화=227,291,1

그림 1.198 수평꼬리날개 설치각 변화-기준형상 피칭모멘트 기울기 변화=228,292,1

그림 1.199 수평꼬리날개 설치각 변화-기준형상 피칭모멘트 절편값 변화=230,294,1

그림 1.200 flaperon 설치각 변화-기준형상의 양력계수 기울기 변화=231,295,1

그림 1.201 flaperon 설치각 변화-기준형상의 양력계수 절편값 변화=232,296,1

그림 1.202 flaperon 설치각 변화-기준형상의 피칭모멘트계수 기울기=233,297,1

그림 1.203 flaperon 설치각 변화-기준형상의 피칭모멘트계수 기울기=234,298,1

그림 2.1 CRW 항공기 형상=237,301,1

그림 2.2 Tilt Rotor Type Smart UAV=237,301,1

그림 2.3 온도변화에 따른 열팽창계수의 변화(2024 aluminum)=245,309,1

그림 2.4 온도에 따른 인장강도의 변화(2024 aluminum)=245,309,1

그림 2.5 온도에 따른 항복강도의 변화(2024 aluminum)=245,309,1

그림 2.6 온도에 따른 열팽창계수의 변화(7075 aluminum)=246,310,1

그림 2.7 온도에 따른 인장강도의 변화=246,310,1

그림 2.8 온도에 따른 항복강도의 변화=246,310,1

그림 2.9 온도에 따른 복합재의 물성변화=247,311,1

그림 2.10 온도에 따른 인장강도의 변화=247,311,1

그림 2.11 온도에 따른 압축강도의 변화=247,311,1

그림 2.12 ARGON 공력모델링=250,314,1

그림 2.13 TR-E1 기체좌표계=252,316,1

그림 2.14 TR-S1 기체좌표계=252,316,1

그림 2.15 TR-S2 기체좌표계=252,316,1

그림 2.16 TR-S3 기체좌표계=252,316,1

그림 2.17 TR-E1 Datum Setup=253,317,1

그림 2.18 TR-S1 Datum Setup=253,317,1

그림 2.19 추천되는 Spar위치=254,318,1

그림 2.20 Spar Angle=254,318,1

그림 2.21 Wing Root와 Tip의 Rib 위치=254,318,1

그림 2.22 TR-E1 주구조물 배치=255,319,1

그림 2.23 TR-S1 주구조물 배치=255,319,1

그림 2.24 TR-S1 Vertical Tail 구조 배열=255,319,1

그림 2.25 일반부재의 적층과 Spacing=256,320,1

그림 2.26 날개스킨의 표준적층=256,320,1

그림 2.27 동체 스킨의 표준적층=256,320,1

그림 2.28 Spar 의 표준적층과 Spacing=257,321,1

그림 2.29 미익부의 적층과 소재=257,321,1

그림 2.30 Basic Joint Concept=257,321,1

그림 2.31 LUG 개념검토(1)=258,322,1

그림 2.32 LUG 개념검토(2)=258,322,1

그림 2.33 LUG 개념검토(3)=258,322,1

그림 2.34 동체-날개 연결부 설계=259,323,1

그림 2.35 LUG 설계(1)=260,324,1

그림 2.36 LUG 설계(2)=260,324,1

그림 2.37 LUG 설계(3)=260,324,1

그림 2.38 날개-동체 연결부 위치=260,324,1

그림 2.39 동체-수평미익연결부(1)=261,325,1

그림 2.40 동체-수평미익연결부(2)=261,325,1

그림 2.41 수직미익-수평미익 연결부=261,325,1

그림 2.42 수직미익-러더연결부=261,325,1

그림 2.43 날개-플랩퍼론 연결부=262,326,1

그림 2.44 주날개 Rib 위치변경(1)=262,326,1

그림 2.45 주날개 Rib 위치변경(2)=262,326,1

그림 2.46 주날개 Rib 위치변경(3)=263,327,1

그림 2.47 TR-E1 Wire-frame Model=263,327,1

그림 2.48 TR-E1 DEGI Soild Model=263,327,1

그림 2.49 Maturity of Loads Analysis on Conceptual Design Phase=264,328,1

그림 2.50 V-n Diagram of CRW=266,330,1

그림 2.51 Aerodynamic Panel Model for CRW Type Aircraft=273,337,1

그림 2.52 Mass Model for CRW Type Aircraft=273,337,1

그림 2.53 Canard Shear Force Diagram of CRW=274,338,1

그림 2.54 Canard Bending Moment Diagram of CRW=274,338,1

그림 2.55 Canard Torsion Diagram of CRW=274,338,1

그림 2.56 Canard Shear Force Diagram of CRW=274,338,1

그림 2.57 Wing Bending Moment Diagram of CRW=274,338,1

그림 2.58 Wing Torsion Diagram of CRW=275,339,1

그림 2.59 Horizontal Tail Shear Force Diagram of CRW=275,339,1

그림 2.60 Horizontal Tail Bending Moment Diagram of CRW=275,339,1

그림 2.61 Horizontal Tail Torsion Diagram of CRW=275,339,1

그림 2.62 V-n Diagram of TR-E1=277,341,1

그림 2.63 시간에 대한 롤 속도와 플래퍼론 변위=282,346,1

그림 2.64 Aerodynamic Panel Model for TR-E1 (Plane View)=285,349,1

그림 2.65 Aerodynamic Panel Model for TR-E1 (Side View)=285,349,1

그림 2.66 Wing Airfoil Configuration for TR-E1=285,349,1

그림 2.67 Mass Model for TR-E1=286,350,1

그림 2.68 Smart UAV(TR-E1) Sign Convention=290,354,1

그림 2.69 Total Wing Vertical Shear of TR-E1=291,355,1

그림 2.70 Total Wing Bending Moment of TR-E1=292,356,1

그림 2.71 Total Wing Torsion of TR-E1=293,357,1

그림 2.72 Flaperon Vertical Shear of TR-E1=295,359,1

그림 2.73 Flaperon Bending Moment of TR-E1=296,360,1

그림 2.74 Flaperon Torsion(Hinge Moment) of TR-E1=297,361,1

그림 2.75 Horizontal Stabilizer Vertical Shear of TR-E1=298,362,1

그림 2.76 Horizontal Stabilizer Bending Moment of TR-E1=299,363,1

그림 2.77 Horizontal Stabilizer Torsion of TR-E1=300,364,1

그림 2.78 Elevator Vertical Shear of TR-E1=301,365,1

그림 2.79 Elevator Bending Moment of TR-E1=302,366,1

그림 2.80 Elevator Torsion(Hinge Moment) of TR-E1=303,367,1

그림 2.81 Fuselage Vertical Shear of TR-E1=304,368,1

그림 2.82 Fuselage Vertical Bending Moment of TR-E1=305,369,1

그림 2.83 Fuselage Torsion of TR-E1=306,370,1

그림 2.84 V-n Diagram=307,371,1

그림 2.85 시간에 대한 Rudder 변위와 옆미끄럼각의 변화=310,374,1

그림 2.86 Aerodynamic Panel Model for TR-S1(Plane View)=311,375,1

그림 2.87 Aerodynamic Panel Model for TR-S1(Side View)=311,375,1

그림 2.88 Wing Airfoil Configuration for TR-S1=312,376,1

그림 2.89 Mass Model for TR-S1(Plane View)=313,377,1

그림 2.90 Mass Model for TR-S1(Side View)=313,377,1

그림 2.91 Structure Model for TR-S1(Plane)=314,378,1

그림 2.92 Structure Model for TR-S1(Side)=314,378,1

그림 2.93 Structure Model-Wing Section=314,378,1

그림 2.94 TR-S1 Sign Convention=317,381,1

그림 2.95 Total Wing Vertical Shear of TR-S1=318,382,1

그림 2.96 Total Wing Bending Moment of TR-S1=319,383,1

그림 2.97 Total Wing Torsion of TR-S1=319,383,1

그림 2.98 Flaperon Vertical Shear of TR-S1=320,384,1

그림 2.99 Flaperon Bending Moment of TR-S1=320,384,1

그림 2.100 Flaperon Torsion(Hinge Moment) of TR-S1=321,385,1

그림 2.101 Horizontal Stabilizer Vertical Shear of TR-S1=322,386,1

그림 2.102 Horizontal Stabilizer Bending Moment of TR-S1=323,387,1

그림 2.103 Horizontal Stabilizer Torsion of TR-S1=323,387,1

그림 2.104 Elevator Vertical Shear of TR-S1=324,388,1

그림 2.105 Elevator Bending Moment of TR-S1=325,389,1

그림 2.106 Elevator Torsion of TR-S1=325,389,1

그림 2.107 Vertical Tail Vertical Shear of TR-S1=326,390,1

그림 2.108 Vertical Tail Bending Moment of TR-S1=327,391,1

그림 2.109 Vertical Tail Torsion of TR-S1=327,391,1

그림 2.110 Rudder Vertical Shear of TR-S1=328,392,1

그림 2.111 Rudder Bending Moment of TR-S1=329,393,1

그림 2.112 Rudder Torsion of TR-S1=329,393,1

그림 2.113 Fuselage Vertical Shear of TR-S1=330,394,1

그림 2.114 Fuselage Vertical Bending Moment of TR-S1=330,394,1

그림 2.115 Fuselage Torsion of TR-S1=331,395,1

그림 2.116 Maturity of Loads Analysis on Preliminary Design Phase=332,396,1

그림 2.117 Aerodynamic Model of TR-S2-Plane View=333,397,1

그림 2.118 Aerodynamic Model of TR-S2-Side View=333,397,1

그림 2.119 Wing Airfoil Configuration of TR-S2=333,397,1

그림 2.120 Mass Model of TR-S2-Plane View=334,398,1

그림 2.121 Mass Model of TR-S2-Side View=334,398,1

그림 2.122 TR-S2 Sign Convention=342,406,1

그림 2.123 Wing Vertical Shear Envelope of TR-S2=343,407,1

그림 2.124 Wing Bending Moment Envelope of TR-S2=344,408,1

그림 2.125 Wing Torsion Envelope of TR-S2=345,409,1

그림 2.126 Flaperon Vertical Shear Envelope of TR-S2=346,410,1

그림 2.127 Flaperon Bending Moment Envelope of TR-S2=347,411,1

그림 2.128 Flaperon Torsion(Hinge Moment) Envelope of TR-S2=348,412,1

그림 2.129 Horizontal Tail Vertical Shear Envelope of TR-S2=349,413,1

그림 2.130 Horizontal Tail Bending Moment Envelope of TR-S2=350,414,1

그림 2.131 Horizontal Tail Torsion Envelope of TR-S2=351,415,1

그림 2.132 Elevator Vertical Shear Envelope of TR-S2=352,416,1

그림 2.133 Elevator Bending Moment Envelope of TR-S2=353,417,1

그림 2.134 Elevator Torsion(Hinge Moment) Envelope of TR-S2=354,418,1

그림 2.135 Vertical Tail Lateral Shear Envelope of TR-S2=355,419,1

그림 2.136 Vertical Tail Bending Moment Envelope of TR-S2=356,420,1

그림 2.137 Vertical Tail Torsion Envelope of TR-S2=357,421,1

그림 2.138 Rudder Lateral Shear Envelope of TR-S2=358,422,1

그림 2.139 Rudder Bending Moment Envelope of TR-S2=359,423,1

그림 2.140 Rudder Hinge Moment Envelope of TR-S2=360,424,1

그림 2.141 Fuselage Vertical Shear Envelope of TR-S2=361,425,1

그림 2.142 Fuselage Vertical Bending Moment Envelope of TR-S2=362,426,1

그림 2.143 Fuselage Torsion Envelope of TR-S2=363,427,1

그림 2.144 Total Wing Bending Moment & Torsion Int. Env. of TR-S2=364,428,1

그림 2.145 Fuselage Bending Moment & Torsion Int. Env. of TR-S2=365,429,1

그림 2.146 Hor. Tail Bending Moment & Torsion Int. Env. of TR-S2=365,429,1

그림 2.147 Elevator Hinge Moment and Deflection Int. Env. of TR-S2=366,430,1

그림 2.148 Flaperon Hinge Moment and Deflection Int. Env. of TR-S2=366,430,1

그림 2.149 Aerodynamic Panel Model of TR-S3=370,434,1

그림 2.150 Weight Envelope of TR-S4=372,436,1

그림 2.151 V-n Diagram for MTOW=373,437,1

그림 2.152 V-n Diagram for MTOW-F1=373,437,1

그림 2.153 V-n Diagram for MTOW-F3=373,437,1

그림 2.154 V-n Diagram for ZWFW=373,437,1

그림 2.155 V-n Diagram for MTOW-F2,F3=374,438,1

그림 2.156 Aerodynamic Model of TR-S4-Plane View=377,441,1

그림 2.157 Aerodynamic Model of TR-S4-Side View=377,441,1

그림 2.158 Mass Model of TR-S4-Plane View=378,442,1

그림 2.159 Mass Model of TR-S4-Plane View=378,442,1

그림 2.160 TR-S2 Sign Convention=388,452,1

그림 2.161 Wing Vertical Shear Envelope of TR-S4=389,453,1

그림 2.162 Wing Bending Moment Envelope of TR-S4=390,454,1

그림 2.163 Wing Torsion Envelope of TR-S4=391,455,1

그림 2.164 Flaperon Vertical Shear Envelope of TR-S4=392,456,1

그림 2.165 Flaperon Vertical Shear Envelope of TR-S4=392,456,1

그림 2.166 Flaperon Torsion(Hinge Moment) Envelope of TR-S4=393,457,1

그림 2.167 Horizontal tail Vertical Shear Envelope of TR-S4=394,458,1

그림 2.168 Horizontal tail Bending Moment Envelope of TR-S4=395,459,1

그림 2.169 Horizontal tail Torsion Envelope of TR-S4=396,460,1

그림 2.170 Elevator Vertical Shear Envelope of TR-S4=397,461,1

그림 2.171 Elevator Torsion(Hinge Moment) Envelope of TR-S4=398,462,1

그림 2.172 Vertical Tail Lateral Shear Envelope of TR-S4=399,463,1

그림 2.173 Vertical Tail Bending Moment Envelope of TR-S4=400,464,1

그림 2.174 Vertical Tail Torsion Envelope of TR-S4=401,465,1

그림 2.175 Ventral Fin Lateral Shear Envelope of TR-S4=402,466,1

그림 2.176 Ventral Fin Bending Moment Envelope of TR-S4=403,467,1

그림 2.177 Ventral Fin Torsion Envelope of TR-S4=404,468,1

그림 2.178 Fuselage Vertical Shear Envelope of TR-S4=405,469,1

그림 2.179 Fuselage Vertical Bending Moment Envelope of TR-S4=406,470,1

그림 2.180 Fuselage Torsion Envelope of TR-S4=407,471,1

그림 2.181 Total Wing Bending Moment and Torsion Interaction Envelope=408,472,1

그림 2.182 Fuselage Bending Moment and Torsion Interaction Envelope=409,473,1

그림 2.183 Hor. Tail Bending Moment and Torsion Interaction Envelope=409,473,1

그림 2.184 Elevator Hinge Moment and Deflection Interaction Envelope=410,474,1

그림 2.185 Flaperon Hinge Moment and Deflection Interaction Envelope=410,474,1

그림 2.186 유한요소 모델 및 각 부재의 두께=434,498,1

그림 2.187 Jump takeoff 조건 failure index=435,499,1

그림 2.188 Airplane-mode pull-up 조건 failure index=436,500,1

그림 2.189 Transon mode 조건 failure index=436,500,1

그림 2.190 Jump takeoff 조건 좌굴해석 결과(＝2.90)=437,501,1

그림 2.191 Airplane-mode pull-up 조건 좌굴해석 결과(＝1.5)=437,501,1

그림 2.192 Transition mode 조건 좌굴해석 결과(＝2.91)=438,502,1

그림 2.193 날개 유한요소 번호 체계=439,503,1

그림 2.194 공기력 모델=441,505,1

그림 2.195 유한요소 모델=441,505,1

그림 3.1／31 TRS2 회전익모드 형상=505,569,1

그림 3.2／32 TRS2 고정익모드 형상=505,569,1

그림 3.3 HUB-HAST 좌표계=512,576,1

그림 3.4 WIND-HAST 좌표계=512,576,1

그림 3.5 HUB-MAST 좌표계 부호정의=513,577,1

그림 3.6 블레이드 비선형 트위스트(블레이드 고유 형상)=524,588,1

그림 3.7 로터 후류 디스크의 흐름=528,592,1

그림 3.8 로터 후류가 주익에 미치는 영향=529,593,1

그림 3.9 로터 후류 영역=530,594,1

그림 3.10 자유흐름 영역=530,594,1

그림 3.11 후류 영역 면적 계산 알고리즘=534,598,1

그림 3.12 로터 후류 영역 계수=536,600,1

그림 3.13 로터 후류 영역 계수=537,601,1

그림 3.14 후류영역의 기하학적 면적=538,602,1

그림 3.15 SIMULINK와 C 프로그램 연결 관계=544,608,1

그림 3.16 TR-S4 비선형 시뮬레이션 프로그램 모듈=545,609,1

그림 3.17 TR-S4 비선형 시뮬레이션 프로그램 파일구조=546,610,1

그림 3.18 프로그램에서 정의된 구조체 변수=551,615,1

그림 3.19 설계데이터 처리 함수=564,628,1

그림 3.20 테이블형 공력데이터 형식=568,632,1

그림 3.21 공력데이터 처리 함수=569,633,1

그림 3.22 비선형 시뮬레이션 프로그램 함수 연결도=577,641,1

그림 3.23 비선형 운동방정식 계산을 위한 함수 연결도=580,644,1

그림 3.24 dynamics.c 파일에서 제공되는 보조함수=581,645,1

그림 3.25 트림조건 및 선형화 관련 함수 연결도=582,646,1

그림 3.26 컨트롤 믹서 관련 함수 구조=585,649,1

그림 3.27 SAS 모듈 관련 함수 구성=588,652,1

그림 3.28 로터의 공력성분 계산을 위한 함수 구성=592,656,1

그림 3.29 동체의 공력성분 계산을 위한 함수 구성=598,662,1

그림 3.30 날개-파일론 자유흐름영역의 공력성분 계산을 위한 함수 구성=600,664,1

그림 3.31 날개-파일론 로터후류영역의 공력성분 계산을 위한 함수 구성=602,666,1

그림 3.32 로터후류에 침식되는 날개면적 계산 알고리즘=603,667,1

그림 3.33 수평안정판의 공력성분 계산을 위한 함수 구성=606,670,1

그림 3.34 수지안정판의 공력성분 계산을 위한 함수 구성=608,672,1

그림 3.35 Negative rolling=614,678,1

그림 3.36 Negative pitching=614,678,1

그림 3.37 Negative yawing=614,678,1

그림 3.38 Positive pitching=614,678,1

그림 3.39 각속도 일반화 모델=615,679,1

그림 3.40 자이로 효과에 의한 모멘트=616,680,1

그림 3.41 호버모드 로터의 특성=617,681,1

그림 3.42 회전익 전진비행 로터 특성=617,681,1

그림 3.43 고정익모드 로터의 특성=617,681,1

그림 3.44 호버모드 로터의 특성=618,682,1

그림 3.45 호버모드 추력 및 토크=619,683,1

그림 3.46 호버모드 Inplane force=619,683,1

그림 3.47 콜렉티브 편차 -1.6도 추력／토크=619,683,1

그림 3.48 콜렉티브 편차 -1.6도 inplane force=619,683,1

그림 3.49 회전익 전진비행시 로터 특성=620,684,1

그림 3.50 V＝30 일때 추력 및 토크=620,684,1

그림 3.51 V＝30 일때 Inplane force=620,684,1

그림 3.52 콜렉티브 편차 -1.6도 추력／토크=621,685,1

그림 3.53 콜렉티브 편차 -1.6 inplane force=621,685,1

그림 3.54 플래핑에 의해 나타나는 힌지 모멘트(종방향)=622,686,1

그림 3.55 V＝60 일때 추력 및 토크=622,686,1

그림 3.56 V＝60 일때 Inplane force=622,686,1

그림 3.57 콜렉티브 편차 -1.6도 추력／토크=623,687,1

그림 3.58 콜렉티브 편차 -1.6도 inplane force=623,687,1

그림 3.59 전진비행시 로터의 특성=623,687,1

그림 3.60 WWM((이미지참조))에 따른 추력 선도=624,688,1

그림 3.61 WWM((이미지참조))에 따른 토크 선도=624,688,1

그림 3.62 WWM((이미지참조))에 따른 추력(-1.6도 편차)=624,688,1

그림 3.63 WWM((이미지참조))에 따른 토크(-1.6도 편차)=624,688,1

그림 3.64 필요마력(체계 제공 데이터)=626,690,1

그림 3.65 필요마력 비교(고도 0㎞ 조건)=627,691,1

그림 3.66 동일 필요마력에 대한 콜렉티브 명령 비교=627,691,1

그림 3.67 필요마력에 대한 콜렉티브 명령 비교(-1.6도 편차)=628,692,1

그림 3.68 헬기-호버링 모드 고유치=631,695,1

그림 3.69 헬기-전진비행 모드 고유치=632,696,1

그림 3.70 고정익-저속비행 모드 고유치=634,698,1

그림 3.71 고정익-고속비행 모드 고유치=635,699,1

그림 3.72 TR-S4 진동모드 종방향 특성=636,700,1

그림 3.73 TR-S4 진동모드 횡방향 특성=636,700,1

그림 3.74 TR-S4 조종특성 분석 절차=637,701,1

그림 3.75 Control Input History=638,702,1

그림 3.76 Velocity History=638,702,1

그림 3.77 Angular Rate History=638,702,1

그림 3.78 Attitude Angle History=638,702,1

그림 3.79 Control Input History=639,703,1

그림 3.80 Velocity History=639,703,1

그림 3.81 Angular Rate History=639,703,1

그림 3.82 Attitude Angle History=639,703,1

그림 3.83 Control Input History=640,704,1

그림 3.84 Velocity History=640,704,1

그림 3.85 Angular Rate History=640,704,1

그림 3.86 Attitude Angle History=640,704,1

그림 3.87 Control Input History=641,705,1

그림 3.88 Velocity History=641,705,1

그림 3.89 Angular Rate History=641,705,1

그림 3.90 Attitude Angle History=641,705,1

그림 3.91 Control Input History=642,706,1

그림 3.92 Velocity History=642,706,1

그림 3.93 Angular Rate History=642,706,1

그림 3.94 Attitude Angle History=642,706,1

그림 3.95 Control Input History=643,707,1

그림 3.96 Velocity History=643,707,1

그림 3.97 Angular Rate History=643,707,1

그림 3.98 Attitude Angle History=643,707,1

그림 3.99 Control Input History=644,708,1

그림 3.100 Velocity History=644,708,1

그림 3.101 Angular Rate History=644,708,1

그림 3.102 Attitude Angle History=644,708,1

그림 3.103 Control Input History=645,709,1

그림 3.104 Velocity History=645,709,1

그림 3.105 Angular Rate History=645,709,1

그림 3.106 Attitude Angle History=645,709,1

그림 3.107 Control Input History=646,710,1

그림 3.108 Velocity History=646,710,1

그림 3.109 Angular Rate History=646,710,1

그림 3.110 Attitude Angle History=646,710,1

그림 3.111 Control Input History=647,711,1

그림 3.112 Velocity History=647,711,1

그림 3.113 Angular Rate History=647,711,1

그림 3.114 Attitude Angle History=647,711,1

그림 3.115 Control Input History=648,712,1

그림 3.116 Velocity History=648,712,1

그림 3.117 Angular Rate History=648,712,1

그림 3.118 Attitude Angle History=648,712,1

그림 3.119 Control Input History=649,713,1

그림 3.120 Velocity History=649,713,1

그림 3.121 Angular Rate History=649,713,1

그림 3.122 Attitude Angle History=649,713,1

그림 3.123 일반적인 자동비행시스템 하드웨어 구성=650,714,1

그림 3.124. 스마트 무인항공기 탑재 시스템 구성=652,716,1

그림 3.125 스마트 무인기 자동비행을 위한 신호연결도=653,717,1

그림 3.126 체계개발규격서의 자동비행 요구 성능=654,718,1

그림 3.127 스마트 무인기의 자동비행 운용모드=654,718,1

그림 3.128 자동비행시스템의 일반적인 구성=656,720,1

그림 3.129 자동조종장치의 일반적인 구성=657,721,1

그림 3.130 스마트 무인항공기 자동비행 알고리듬의 구조=658,722,1

그림 3.131 자동조종장치 유도／조종 알고리듬의 구성=660,724,1

그림 3.132 신경망 기반 비선형 적응 제어 기법의 구조=660,724,1

그림 3.133 Pitch Channel 제어기 설계 절차=663,727,1

그림 3.134 피치축 제어기 설계 선형모델=664,728,1

그림 3.135 피치축 제어기 설계 비선형모델=664,728,1

그림 3.136 Pitch Channel 제어기 설계 절차=665,729,1

그림 3.137 롤／요축 제어기 설계 선형모델=666,730,1

그림 3.138 롤／요축 제어기 설계 선형모델=666,730,1

그림 3.139 Longitudinal Cyclic 명령에 대한 피치각 시간응답=669,733,1

그림 3.140 Longitudinal Cyclic 명령에 대한 피치각 Bode 선도=669,733,1

그림 3.141 Lateral Cyclic 명령에 대한 롤각 시간응답=672,736,1

그림 3.142 Pedal 명령에 대한 요각 시간응답=673,737,1

그림 3.143 Longitudinal Cyclic 명령에 대한 피치각 시간응답=675,739,1

그림 3.144 Longitudinal Cyclic 명령에 대한 피치각 Bode 선도=675,739,1

그림 3.145 Lateral Cyclic 명령에 대한 롤각 시간응답=677,741,1

그림 3.146 Lateral cyclic 명령에 대한 비선형 시뮬레이션 결과=678,742,1

그림 3.147 Pedal 명령에 대한 요각 시간응답=679,743,1

그림 3.148 Pedal 명령에 대한 비선형 시뮬레이션 결과=680,744,1

그림 3.149 Longitudinal Cyclic 명령에 대한 피치각 시간응답=682,746,1

그림 3.150 Longitudinal Cyclic 명령에 대한 피치각 Bode 선도=682,746,1

그림 3.151 Lateral Cyclic 명령에 대한 롤각 시간응답=684,748,1

그림 3.152 Lateral cyclic 명령에 대한 비선형 시뮬레이션 결과=685,749,1

그림 3.153 Pedal 명령에 대한 요각 시간응답=686,750,1

그림 3.154 Pedal 명령에 대한 비선형 시뮬레이션 결과=687,751,1

그림 3.155 플랩각 0도일 때 비선형 시뮬레이션 프로그램에서 계산된 트림 데이터를 이용하여 계산된 conversion corridor=688,752,1

그림 3.156 CAMRAD II로 계산된 TR-S4 항공기의 conv. corridor. 플랩각 변화와 동체 피치각 변화시 conv. corridor의 변화=688,752,1

그림 3.157 플랩각 30도일때 비선형 시뮬레이션 프로그램에서 계산된 트림 데이터를 이용하여 계산된 conversion corridor.=689,753,1

그림 3.158 천이비행 모드의 제어 설계점 선정=690,754,1

그림 3.159 천이모드 제어 설계점에서 항공기 특성근의 변화=690,754,1

그림 3.160 나셀각＝80도,비행속력＝70 knot일 때,제어이득 변화시 피치각 단위계단 응답 비교=692,756,1

그림 3.161 나셀각＝80도,비행속력＝70 knot일 때,제어이득 변화에 따른 종방향 피치 입력 신호 비교=693,757,1

그림 3.162 나셀각＝80도,비행속력＝70 knot일 때,제어이득 변화에 따른 안정성 여유 비교=694,758,1

그림 3.163 나셀각＝80도,비행속력＝70 knot일 때,제어이득 변화시 요각 단위계단 응답 비교=696,760,1

그림 3.164 나셀각＝80 도,비행속력＝70 knot일 때,제어이득 변화 시 페달 신호 비교=697,761,1

그림 3.165 HILS 하드웨어 구성도=701,765,1

그림 3.166 가상 항공기 컴퓨터의 주요 기능=703,767,1

그림 3.167 S-Function 프로그램 구조=703,767,1

그림 3.168. Matlab／Simulink에서 개발한 틸트 로터 항공기 동역학 모델링=704,768,1

그림 3.169 센서 서버 컴퓨터의 주요 기능=705,769,1

그림 3.170 개발된 HILS 시스템 관리 컴퓨터 메인 화면=706,770,1

그림 3.171 비행운동 상태 모니터링=707,771,1

그림 3.172 DFCC 구성도=708,772,1

그림 3.173 디지털비행제어 컴퓨터 내부모습=709,773,1

그림 3.174 영상 컴퓨터 구성도=709,773,1

그림 3.175 조종석 및 계기판 구성도=710,774,1

그림 3.176 다중 프로세서를 이용한 RT-LAB 하드웨어 구성=713,777,1

그림 3.177 전체 HILS 시스템 구성=714,778,1

그림 3.178 시스템 관리 컴퓨터 프로그램 시작 버튼=715,779,1

그림 3.179 HILS 시스템 운용 명령=715,779,1

그림 3.180 센서서버컴퓨터 입력 선택=718,782,1

그림 3.181 AHRS 센서와 UDP 자세 신호 비교=719,783,1

그림 3.182 AHRS 센서 신호와 UDP신호의 오차 비교=719,783,1

그림 3.183 비실시간,PILS,HILS 실험 구성도=722,786,1

그림 3.184 조종입력 대 SAS 출력 비교(실시간)=722,786,1

그림 3.185 시뮬링크 대 PILS 시뮬레이션 SAS 출력 비교=723,787,1

그림 3.186 시뮬링크 대 PILS 시뮬레이션 SAS 출력 오차=723,787,1

그림 3.187 PILS 대 HILS SAS 출력 비교=723,787,1

그림 3.188 PILS 대 HILS 자세 출력 비교=724,788,1

그림 3.189 PILS 대 HILS 피치 SAS 출력 비교=724,788,1

그림 4.1 고정익과 회전익 항공기의 착륙장치 배치=727,791,1

그림 4.2 스마트 무인기 착륙장치=728,792,1

그림 4.3 브레이크 시스템 구성도=731,795,1

그림 4.4 Dimension of Lamb Tire=733,797,1

그림 4.5 싱글과 듀얼타이어의 외경 비교=733,797,1

그림 4.6 보조착륙장치의 장착 개념도=735,799,1

그림 4.7 착륙장치 제어기의 개념도 및 센서의 구성=736,800,1

그림 4.8 초기 TR-S1 형상에 따른 착륙장치의 배치=737,801,1

그림 4.9 TR-S4 형상에서의 착륙장치 배치=737,801,1

그림 4.10 전／후방 주착륙장치 휠베이 형상=748,812,1

그림 4.11 설계된 전방 주착륙장치의 형상=749,813,1

그림 4.12 설계된 보조 착륙장치의 형상=750,814,1

그림 4.13 전기장치 설계개발 도표=751,815,1

그림 4.14 전원분배／제어기 개념 설계=752,816,1

그림 4.15 전원분배／제어기 터미널블록 개념도=753,817,1

그림 4.16 회로 차단기(Circuit Breaker)=754,818,1

그림 4.17 전원차단장치 와이어 및 휴즈 용량=756,820,1

그림 4.18 전원분배／제어기 개념설계 블록도=757,821,1

그림 4.19 전원분배／제어기 회로도=757,821,1

그림 4.20 전원분배／제어기=758,822,1

그림 4.21 스마트무인기 축전지 용량 조사 결과(1~4차)=762,826,1

그림 4.22 표본축전지(17AH)=763,827,1

그림 4.23 축전지 성능 시험기(아이비티 소재)=764,828,1

그림 4.24 표본 축전지의 충전과정=764,828,1

그림 4.25 표본 축전지의 방전과정(제4차 시나리오별 전류 소모량 적용)=765,829,1

그림 4.26 각 케이스(2~5)별 충전 그래프=766,830,1

그림 4.27 케이스 2의 방전 특성 그래프=767,831,1

그림 4.28 케이스 3의 방전 특성 그래프=768,832,1

그림 4.29 케이스 4의 방전 특성 그래프=768,832,1

그림 4.30 케이스 5의 방전 특성 그래프=769,833,1

그림 4.31 축전지 모델링=771,835,1

그림 4.32 스마트무인기 충돌방지등／항법등=771,835,1

그림 4.33 충돌방지등 전원공급장치=772,836,1

그림 4.34 후미등=772,836,1

그림 4.35 스마트무인기 비행모들별 요구 동력=775,839,1

그림 4.36 타 무인항공기 내부구조 및 환경제어개념=777,841,1

그림 4.37 스마트무인기 형상과 내부구조=777,841,1

그림 4.38 500MD 적용 냉각공기 유입방식=778,842,1

그림 4.39 스마트무인기 환경제어장치 개념도=779,843,1

그림 4.40 스마트무인기 환경제어장치 시스템 모델링=780,844,1

그림 4.41 환경제어장치 개발 순서도=780,844,1

그림 4.42 항전 Bay 통과 후 온도 상승 예측 모델=781,845,1

그림 4.43 열교환기 입구 온도 조건 계산 결과=782,846,1

그림 4.44 NACA Scoop 적용 사례=784,848,1

그림 4.45 NACA Scoop 설계 프로그램=785,849,1

그림 4.46 환경제어장치용 NACA Scoop CATIA model=786,850,1

그림 4.47 CFD 해석용 CATIA 모델=787,851,1

그림 4.48 항전 Bay CFD 해석 모델=788,852,1

그림 4.49 항전 Bay 내부 압력 분포=789,853,1

그림 4.50 항전 Bay 중앙 단면의 유속 분포=790,854,1

그림 4.51 NACA Scoop 공기흡입 성분=790,854,1

그림 4.52 항전 Bay 내부 유동=791,855,1

그림 4.53 유입유량에 따른 항전 Bay 내부 압력손실 곡선=792,856,1

그림 4.54 초기 중앙 동체 공간=793,857,1

그림 4.55 변경된 중앙 동체 공간=794,858,1

그림 4.56 500MD 송풍기=796,860,1

그림 4.57 500MD 송풍기 CATIA 형상 모델=796,860,1

그림 4.58 500MD 송풍기 2-D 도면=797,861,1

그림 4.59 500MD 송풍기 회전수 대비 발생유량 성능곡선=798,862,1

그림 4.60 500MD 송풍기 회전수 대비 전압상승 성능곡선=798,862,1

그림 5.1. 로터 시스템 개념 설계 과정=801,865,1

그림 5.2. E1 형상 로터 회전익에 대한 형상=803,867,1

그림 5.3. AH-1G 로터 시스템에 대한 고유진동수 분포=804,868,1

그림 5.4. 회전익 스파 구조 후보(안)=804,868,1

그림 5.5. 초기 사이징된 회전익 단면 구성(안)=805,869,1

그림 5.6. 회전익 단면 구조 형상 및 스파 구조=805,869,1

그림 5.7. E1 회전익 단면구조 설계=806,870,1

그림 5.8. E1 회전익 단면에 대한 질량 분포값=806,870,1

그림 5.9. E1 회전익 단면에 대한 플랩,래그 및 토션 강성 분포값=807,871,1

그림 5.10. FLIGHTLAB 티터링 허브에 대한 입력 값=808,872,1

그림 5.11. 티터링 힌지 스프링 강성치 대 1차 플랩 고유진동수 값=808,872,1

그림 5.12. E1 회전익 초기진동수 계산(진공 조건)=809,873,1

그림 5.13. E1 회전익 초기진동수 계산(공기력 존재시)=810,874,1

그림 5.14. 스마트 무인기 회전익 유한요소 노드 정의 위치=810,874,1

그림 5.15. 제자리 비행 조건(일괄피치각＝12도)에서 추력 및 원심력=811,875,1

그림 5.16. 제자리 비행 조건(일괄피치각＝12도)에서 플랩 전단력 분포=811,875,1

그림 5.17. 제자리 비행 조건(일괄피치각＝12도)에서 래그 전단력 분포=812,876,1

그림 5.18. 제자리 비행 조건(일괄피치각＝12도)에서 원심력 분포=812,876,1

그림 5.19. 제자리 비행 조건(일괄피치각＝12도)에서 플랩 굽힘모멘트 분포=813,877,1

그림 5.20. 제자리 비행 조건(일괄피치각＝12도)에서 래그 굽힘모멘트 분포=813,877,1

그림 5.21. 제자리 비행 조건(일괄피치각＝12도)에서 토션 모멘트 분포=814,878,1

그림 5.22. 제자리 비행 조건시(일괄피치각＝20도) 플랩 전단력 분포=814,878,1

그림 5.23. 제자리 비행 조건시(일괄피치각＝20도) 래그 전단력 분포=815,879,1

그림 5.24. 제자리 비행 조건시(일괄피치각＝20도) 원심력 분포=815,879,1

그림 5.25. 제자리 비행 조건시(일괄피치각＝20도) 플랩 굽힘모멘트 분포=815,879,1

그림 5.26. 제자리 비행 조건시(일괄피치각＝20도) 래그 굽힘모멘트 분포=816,880,1

그림 5.27. 제자리 비행 조건시(일괄피치각＝20도) 토션 모멘트 분포=816,880,1

그림 5.28. 회전익 단면 변형도 초기 계산(오일러 빔 공식)=817,881,1

그림 5.29. 고정익 단면 변형도 초기 계산(오일러빔 공식)：하중배수＝3.8g 조건=818,882,1

그림 5.30. E1 형상 로터의 CFD 해석을 위한 preprocessing=819,883,1

그림 5.31. 시위 방향 압력분포=820,884,1

그림 5.32. CFD를 이용한 E1형상 성능예측 비교=821,885,1

그림 5.33. FLIGHTLAB을 이용한 E1형상 성능예측 비교=821,885,1

그림 5.34. E1 형상 CFD 해석 결과=822,886,1

그림 5.35. E1 형상 Collective 14deg,추력 분포=823,887,1

그림 5.36. CFD해석결과를 통하여 보정된 FLICHTLAB해석 결과=823,887,1

그림 5.37. E1 형상 로터 자우후류 해석 결과=824,888,1

그림 5.38. 동체효과를 고려한 자유후류 계산 결과=824,888,1

그림 5.39. 허브 구조 및 덕트 메커니즘=826,890,1

그림 5.40. 피치 조종 작동기 구조 및 작동력=826,890,1

그림 5.41. 허브／조종장치 개략도=827,891,1

그림 5.42. ATI사의 Tip Jet Driven 회전익 시험장치=828,892,1

그림 5.43. ATI사의 POWERED ROTOR TEST RIG=829,893,1

그림 5.44. Boeing의 CRW Powered Model(ATI사 제작)=829,893,1

그림 5.45. Hover Test Jig for Hotgas Driven Tip Jet=830,894,1

그림 5.46. Wind Tunnel Test Setup for a CRW=831,895,1

그림 5.47. Rotor Thrust & Power Coefficient vs. Collective Pitch in Hover=833,897,1

그림 5.48. Vector Diagram of Tip Jet Drive Rotor System=835,899,1

그림 5.49. P-Q Requirement of Tip Jet Driven Test Jig=836,900,1

그림 5.50. Hot Gas Tip Jet Driven Test Jig=839,903,1

그림 5.51. 시험장치 구축 시 고려사항=840,904,1

그림 5.52. Sensor Arrangements=841,905,1

그림 5.53. Schematics of Control & Data Acquisition Systems=843,907,1

그림 5.54. 블레이드 단면 형상=845,909,1

그림 5.55. 블래이드 Mass Distribution=846,910,1

그림 5.56. 블레이드 Stiffness Distribution=847,911,1

그림 5.57. CORDAS 설계 블레이드 단면 형상=847,911,1

그림 5.58. 원심력 하중 분포(일괄피치각＝15.1도)=855,919,1

그림 5.59. 플랩 및 래그모멘트 분포(일괄피치각＝15.1도)=856,920,1

그림 5.60. 블레이드 스팬방향 모멘트 분포(회전익모드)=862,926,1

그림 5.61. 블레이드 스팬방향 하중 분포(회전익모드)=862,926,1

그림 5.62. 블레이드 스팬방향 모멘트 분포(고정익모드)=865,929,1

그림 5.63. 블레이드 스팬방향 하중 분포(고정익모드)=866,930,1

그림 5.64. Flap moment 분포(회전익 전진비행)=867,931,1

그림 5.65. Lag moment 분포(회전익 전진비행)=867,931,1

그림 5.66. Trosional moment 분포(회전익 전진비행)=868,932,1

그림 5.67. Flap shear force 분포(회전익 전진비행)=868,932,1

그림 5.68. Lag shear force 분포(회전익 전진비행)=869,933,1

그림 5.69. 블레이드 surface의 Total Strain 분포=870,934,1

그림 5.70. 블레이드 surface의 Total Strain 분포=871,935,1

그림 5.71. 블레이드 surface의 Total Strain 분포=872,936,1

그림 5.72. 블레이드 surface의 Total Strain 분포=873,937,1

그림 5.73. 블레이드 반경 방향의 최대 응력 분포=874,938,1

그림 5.74. 블레이드 surface의 Total Strain 분포=875,939,1

그림 5.75. 블레이드 surface의 Total Strain 분포=876,940,1

그림 5.76. 블레이드 surface의 Total Strain 분포=877,941,1

그림 5.77. 블레이드 surface의 Total Strain 분포=878,942,1

그림 5.78. 블레이드 반경 방향의 최대 응력 분포=879,943,1

그림 5.79. 블레이드 surface의 Total Strain 분포=880,944,1

그림 5.80. 블레이드 surface의 Total Strain 분포=881,945,1

그림 5.81. 블레이드 surface의 Total Strain 분포=882,946,1

그림 5.82. 블레이드 surface의 Total Strain 분포=883,947,1

그림 5.83. 블레이드 반경 방향의 최대 응력 분포=884,948,1

그림 5.84. Universal Joint 형상=885,949,1

그림 5.85. 짐발 허브 어셈블리 형상=886,950,1

그림 5.86. 상／하부 짐발 탄성체 허브스프링=886,950,1

그림 5.87. CV Joint 형상=886,950,1

그림 5.88. 피치힌지 개념도=887,951,1

그림 5.89. V-22 허브 요크=887,951,1

그림 5.90. 하부 허브 스프링=888,952,1

그림 5.91. CV Joint 원리=888,952,1

그림 5.92. Hub Trunnion=889,953,1

그림 5.93. Drive Link=889,953,1

그림 5.94. Pillow Block=890,954,1

그림 5.95. 상／하 허브스프링=890,954,1

그림 5.96. 플랙셔 형상 및 복합재료 적층 방안=891,955,1

그림 5.97. 피치힌지 축=891,955,1

그림 5.98. 블레이드 Grip=891,955,1

그림 5.99. Pitch Case & 피치혼 조립 형상=892,956,1

그림 5.100. 탄성체 레디얼 및 원심력 베어링=892,956,1

그림 5.101. CV Joint 조립 형상=892,956,1

그림 5.102. 허브힌지 조립형상=893,957,1

그림 5.103. 허브시스템 개념형상 설계 형상=893,957,1

그림 5.104. Actuator=894,958,1

그림 5.105. Swashplate=894,958,1

그림 5.106. Pitch Link=895,959,1

그림 5.107. 기타 부품=895,959,2

그림 5.108. 허브 및 조종시스템 전체 조립도=897,961,1

그림 5.109. 동적 시뮬레이션 모델링=898,962,1

그림 5.110. Rotating Swashplate 하중(202.1lb)=898,962,1

그림 5.111. Non-rotating Swashplate 하중(321lb)=899,963,1

그림 5.112. Non-rotating Swashplate 하중(0.85lb)=899,963,1

그림 5.113. Rotating Swashplate 하중(208lb)=900,964,1

그림 5.114. Non-rotating Swashplate 하중(324lb)=900,964,1

그림 5.115. Non-rotating Swashplate 하중(0.85lb)=900,964,1

그림 5.116. Rotating Swashplate 하중(150~251lb)=901,965,1

그림 5.117. Non-rotating Swashplate 하중(225~387lb)=902,966,1

그림 5.118. Non-rotating Swashplate 하중(0.85lb)=902,966,1

그림 5.119. Cp／σ. Vs. Ct／σ. 검증 결과=903,967,1

그림 5.120. F.M. Vs. Ct 검증 결과=904,968,1

그림 5.121. Collective Angle(r／R＝0.75)별 추력 및 필요파워(단일 로터)=905,969,1

그림 5.122. TR-E1의 MTOW. Vs. 필요파워(로터 개수 2개)=905,969,1

그림 5.123. TR-S1의 MTOW Vs. 요구동력=907,971,1

그림 5.124. TR-S1의 F.M. Vs. Ct／σ=907,971,1

그림 5.125. 날개를 고려한 S1 로터 해석 형상=908,972,1

그림 5.126. F.M. Vs. Ct／σ(날개 효과)=908,972,1

그림 5.127. 천이비행 시 S1 로터 해석 형상=909,973,1

그림 5.128. 플랩 강성 측정 시험[원본불량;p.912]=912,976,1

그림 5.129. 래그 강성 측정 시험=913,977,1

그림 5.130. 비틀림 강성 측정 시험=913,977,1

그림 5.131. 4-run method에 의한 dynamic balancing=919,983,1

그림 5.132. TR-E1 형상=927,991,1

그림 5.133. Performance of V-22=928,992,1

그림 5.134. TR-E1에 대한 공력성능 예측결과=929,993,1

그림 5.135. 축소 로터 시스템 시험과정=932,996,1

그림 5.136. Layout of GSRTS=933,997,1

그림 5.137. TR-E1의 공력성능과 GSRTS 설계점의 비교=934,998,1

그림 5.138. Post 및 구동장치 고정부 보강=935,999,1

그림 5.139. TR-E1 지상시험을 위한 GSRTS 구동부 개조 부품=936,1000,1

그림 5.140. Swash Plate 개조 방안=937,1001,1

그림 5.141. Actuator 개조 방안=937,1001,1

그림 5.142. GSRTS 컨트롤 시스템 개조 방안=939,1003,1

그림 5.143. Collective mode fan plot(collective pitch＝10˚)=943,1007,1

그림 5.144. Cyclic mode fan plot(collective pitch＝10˚)=944,1008,1

그림 5.145. Modal damping vs. collective pitch angle=945,1009,1

그림 5.146. (a) Collective mode frequencies vs. delta3 angle=946,1010,1

그림 5.146. (b) Collective mode frequencies vs. delta3 angle=946,1010,1

그림 5.147. (a) Cyclic mode frequencies vs. delta3 angle=947,1011,1

그림 5.147. (b) Cyclic mode frequencies vs. delta3 angle=947,1011,1

그림 5.148. Collective lag mode(zeta0) damping vs. delta3 angle=948,1012,1

그림 5.149. Regressing lag mode(zeta-1) damping vs. delta3 angle=949,1013,1

그림 5.150. progressing lag mode(zeta+1) damping vs. delta3 angle=949,1013,1

그림 5.151. (a) Collective mode frequencies vs. precone angle=950,1014,1

그림 5.151. (b) Collective mode frequencies vs. precone angle=951,1015,1

그림 5.152. (a) Cyclic mode frequencies vs. precone angle=951,1015,1

그림 5.152. (b) Cyclic mode frequencies vs. precone angle=952,1016,1

그림 5.153. Collective lag mode(zeta0) damping vs. precone angle=953,1017,1

그림 5.154. Regressing lag mode(zeta-1) damping vs. precone angle=953,1017,1

그림 5.155. Progressing lag mode(zeta+1) damping vs. precone angle=954,1018,1

그림 5.156. (a) Collective mode frequencies vs. tup mass=955,1019,1

그림 5.156. (b) Collective mode frequencies vs. tip mass=956,1020,1

그림 5.157. (a) Cyclic mode frequencies vs. tip mass=956,1020,1

그림 5.157. (b) Cyclic mode frequencies vs. tip mass=957,1021,1

그림 5.158. Collective lag mode(zeta0) damping vs. tip mass=958,1022,1

그림 5.159. Regressing lag mode(zeta-1) damping vs. tip mass=958,1022,1

그림 5.160. Progressing lag mode(zeta+1) damping vs. tip mass=959,1023,1

그림 5.161. XV-15 finite element model=962,1026,1

그림 5.162. XV-15 stick model=962,1026,1

그림 5.163. XV-15 stick model mode shape [5.14]=963,1027,1

그림 5.164. XV-15 휠플러터 해석 결과 [5.14]=964,1028,1

그림 5.165. Symmetric whirl-mode frequency-Level flight trim=965,1029,1

그림 5.166. Anti-symmetric whirl-mode frequency-Level flight trim=965,1029,1

그림 5.167. Symmetric whirl-mode damping-Level flight trim=966,1030,1

그림 5.168. Anti-symmetric whirl-mode damping-Level flight trim=966,1030,1

그림 5.169. Symmetric whirl-mode frequency-Limited power trim=967,1031,1

그림 5.170. Anti-symmetric whirl-mode frequency-Limited power trim=967,1031,1

그림 5.171. Symmetric whirl-mode damping-Limited power trim=968,1032,1

그림 5.172. Anti-symmetric whirl-mode damping-Limited power trim=968,1032,1

그림 5.173. Symmetric whirl-mode freq.(w／o QAEROD&QAEROC)=969,1033,1

그림 5.174. Anti-symm. whirl-mode freq.(w／o QAEROD&QAEROC)=969,1033,1

그림 5.175. Symm. whirl-mode damping(w／o QAEROD&QAEROC)=970,1034,1

그림 5.176. Anti-symm. whirl-mode damping(w／o QAEROD&QAEROC)=970,1034,1

그림 5.177. Rotor system configuration=972,1036,1

그림 5.178. Symmetric mode shapes=973,1037,1

그림 5.179. Anti-symmetric mode shapes=974,1038,1

그림 5.180. Symmetric mode frequencies=974,1038,1

그림 5.181. Anti-symmetric mode frequencies=975,1039,1

그림 5.182. Symmetric mode damping=975,1039,1

그림 5.183. Anti-symmetric mode damping=976,1040,1

그림 5.184. Rotorcraft power vs. flight speed=977,1041,1

그림 5.185. Forward fligllt & climb speed at limited power trim=977,1041,1

그림 5.186. Symmetric mode frequencies=978,1042,1

그림 5.187. Anti-symmetric mode frequencies=978,1042,1

그림 5.188. Symmetric mode damping=979,1043,1

그림 5.189. Anti-symmetric mode damping=979,1043,1

그림 5.190. Anti-symmetric mode damping for KPL variations=980,1044,1

그림 5.191. Anti-symmetric mode damping for KCMBL variations=981,1045,1

그림 5.192. Anti-symmetric mode damping for CONE variations=982,1046,1