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무인비행체(UAV)운용및 제원

선정 비행체 : 무인항공기(UAV, UCAV)성능 및 제원1. UAV(무인항공기)⑴ 정찰용 무인항공기구분pioneer운용성능운영고도15000ft(4.6km)최대체공시간5시간 30분최대행동반경100km최대속도95kt(176km/h)체공속도60kt(111km/h)상승속도800ft/min(4.1m/s)동력장치엔진출력26마력탑재체탑재중량45kg제원최대이륙중량204kg전장4.26m전폭5.15m임무탐색센서TADIRAN Moked 200TV카메라,Moked 400FLIR데이터 링크무선신호 수신,지연된 화상/데이터 전송발사대휠타입 이륙, 로켓 발사체, 캐터펄트식유도 및 조정원격조정 / 사전 프로그램식회수방법휠타입 착륙, 선상에서 그물망 착륙제작사Pioneer UAV(미국)? pioneer구분searcher운용성능운영고도15000ft(4.6km)최대체공시간12시간최대행동반경150km최대속도110kt(204km/h)체공속도60kt(111km/h)동력장치엔진출력47마력탑재체탑재중량52kg제원최대이륙중량372kg전장5.10m전폭7.65m임무장기체공 탐색 및 목표탐지센서카메라, FLIR데이터 링크무선신호 수신, 실시간 비디오 전송발사대휠타입 이륙,유도 및 조정원격조정 / 사전 프로그램식회수방법휠타입 착륙, 선상에서 그물망 착륙제작사IAI(이스라엘)? searcher구분Hermes450운용성능운영고도15000ft(4.6km)최대체공시간24시간최대행동반경200km최대속도100kt(185km/h)체공속도70kt(128km/h)상승속도900ft/min(4.6m/s)동력장치엔진출력76마력탑재체탑재중량150kg제원최대이륙중량450kg전장6.2m전폭10.0m임무정찰, 탐색, 목표물 탐지,전자전, 통신중계센서비디오카메라, FLIR, 레이더데이터 링크C/L-밴드발사대휠타입 이륙유도 및 조정원격조정 / 사전 프로그램식회수방법휠 착륙,제작사실버 에로우 LP(이스라엘)? Hermes450구분Hunter운용성능운영고도15000ft(4.6km)최대체공시간12시간최대행동반경150km최대속도110kt(204km/h)체공속도60-80kt(111-148km/h)동력장치엔진출력2*64마력탑재체탑재중량191kg제원최대이륙중량727kg전장6.90m전폭8.90m임무정찰, 탐색, 목표물 탐지센서IAI타만 MOSP다중센서데이터 링크IAI엘타 C-밴드발사대휠타입 이륙유도 및 조정원격조정 / 사전 프로그램식회수방법휠 착륙, 긴급회수시 낙하산제작사IAI(이스라엘), TWA(미국)? Hunter구분Hunter운용성능운영고도32000ft(9.08km)최대체공시간40-50시간최대행동반경150km최대속도125kt동력장치엔진출력100마력탑재체탑재중량250kg제원최대이륙중량1100kg전장6.90m전폭16.60m제작사IAI(이스라엘)? Heron구분Outrider운용성능최대고도4.6km운영고도1.5km최대제공시간3.6시간행동반경200km최대속도222km/h순항속도167km/h최대상승률488km/h수송수단수송기, 선박본체부엔진출력37.3kW최대이륙중량227kg전폭4.0m전장3.3m발사방법활주로유도 및 통제원격조종/ 사전프로그램Autopilot/자율비행? Outrider구분Predator운용성능최대고도7.6km운영고도4.6km최대제공시간24시간행동반경740km최대속도215km/h순항속도130km/h최대상승률244km/h수송수단수송기본체부엔진출력75.8kW최대이륙중량1.134kg전폭4.8m전장3.2m발사방법활주로유도 및 통제원격조종/ 사전프로그램/자율비행? Predator구분Global Hawk운용성능최대고도19.8km운영고도15.2-19.8km최대제공시간38시간행동반경5.556km최대속도639km/h순항속도639km/h최대상승률1.036km/h수송수단수송기본체부엔진출력32kW최대이륙중량11.612kg전폭35.4m전장13.5m발사방법활주로유도 및 통제원격조종/ 자율비행? Global Hawk구분Dark star운용성능최대고도15.2km운영고도15.2km최대제공시간12시간행동반경926km최대속도336km/h순항속도556km/h최대상승률610km/h수송수단수송기본체부엔진출력8.45kW최대이륙중량3.901kg전폭21.0m전장4.6m발사방법활주로유도 및 통제원격조종/ 자율비행? Dark star⑵ 공격용 무인항공기? Harpy기종명Harpy중량264lb엔진2cycle 가솔린 엔진발사방식지상비행거리216nm이상속도135kts임무대공망 제압현황이스라엘군운용중제작사IAI(이스라엘)기종명Harpy중량264lb엔진2cycle 가솔린 엔진발사방식지상비행거리216nm이상속도135kts임무대공망 제압현황이스라엘군운용중제작사IAI(이스라엘)? Taifun? X-36기종명X-36중량1270lb엔진Wiliams reserch F112엔진무장방공망/공대지비행거리-속도-임무대공망 및 공대지 공격현황개발중제작사IMI/Brunswick⑶ 표적용 무인항공기구분B-2윤용목적표적운용성능운영고도-최대체공시간1시간최대행동반경-최대속도149kts동력장치엔진출력huosai 16re탑재체탑재중량-센서R/c제원최대이륙중량55kg전장2.5m전폭2.4m제작사-? B-2? Changkong IC구분Changkong IC윤용목적표적운용성능운영고도-최대체공시간45분최대행동반경-최대속도565kts동력장치엔진출력WP6 tj탑재체탑재중량-센서R/c제원최대이륙중량2.446kg전장8.3m전폭7.4m제작사-구분D-4윤용목적표적 및 정찰운용성능운영고도-최대체공시간2.6시간최대행동반경-최대속도106kts동력장치엔진출력Huosai 510 re탑재체탑재중량-센서R/c제원최대이륙중량140kg전장3.0m전폭4.2m제작사-? D-4⑷ 전자전용 무인항공기구분EXDRONE운용성능최대속도100kt(185km/h)체공속도39-65kt항속거리121km동력장치엔진출력5.2마력탑재체탑재중량34.90kg제원최대이륙중량34.90kg전장1.60m전폭2.44m임무전자전, 정찰 또는 통신중계센서주간 컬러 TV데이터 링크실시간 비디오 전송, L-밴드발사대로켓 발사체 또는공압 발사레일유도 및 조정원격조정 / GPS 항법회수방법낙하산 또는 스키드 랜딩제작사BAI 에어로시스템즈사(미국)? EXDRONE구분GNAT 750운용성능체공시간400시간체공속도60-70kt최대행동반경4815km동력장치엔진출력63마력탑재체탑재중량254kg제원전장5.30m전폭10.75m임무전자전, 통신중계, 음향탐지센서포토그래픽, FLIR데이터 링크C-밴드 IOS신호수신발사대휠타입 이륙유도 및 조정원격조정 / GPS 항법회수방법휠타입 착륙제작사제너럴 아토믹스 에어로너티컬 시스템즈사(미국)? GNAT 750구분MIRACH 26운용성능최대속도119kt체공속도78kt최대행동반경100km동력장치엔진출력27마력탑재체탑재중량50kg제원최대이륙중량200kg전장3.85m전폭4.73m임무전자전, 통신중계센서E-O또는 적외선 카메라데이터 링크무선신호수신발사대로켓 발사체유도 및 조정원격조정 / GPS 항법회수방법낙하산, 밴틀리 핀제작사METEOR CAE(이탈리아)? MIRACH 26? SHADOW 600구분SHADOW 600운용성능최대속도115kt최대체공시간14시간최대행동반경200km동력장치엔진출력52마력탑재체탑재중량45.4kg제원최대이륙중량272kg전장4.69m전폭6.83m임무전자전, 통신중계센서E-O또는 수동적 ESM데이터 링크ㅁ먀tkdml 광역 스펙트럼 신호수신발사대휠타입 이륙유도 및 조정원격조정 / GPS 항법회수방법휠 랜딩제작사AAI Corp(미국)? SHMEL구분SHMEL운용성능최대속도97kt최대체공시간2시간최대행동반경60km동력장치엔진출력32마력제원최대이륙중량130kg전장2.78m전폭3.25m임무전자전데이터 링크무선신호수신발사대로켓발사체유도 및 조정원격조정제작사AAI Corp(미국)구분SPECTRE운용성능최대속도150kt최대체공시간6시간동력장치엔진출력26마력탑재체탑재중량38.5kg제원최대이륙중량100kg전장2.74m전폭3.28m임무전자전센서FLIR/IRLS데이터 링크무선신호 수신발사대캐터펄트 방식유도 및 조정원격조정회수방법벨리 스키드 방식제작사Target Technology LTD(영국)? SPECTRE2. UCAV(무인전투기)구분X-45운용성능최대속도-최대체공시간-제원무장탑재량3000lb전장27ft전폭34ft자중8000lb⑴ X-45구분Neuron개발국가프랑스운용성능최대속도마하수 0.8최대체공시간-제원무장탑재량250kg전장-전폭-⑵ Neuron구분X-47탑재량2,000∼4,000ℓb운용성능최대제공시간12시간후퇴익 각55도(전방), 30도(후방)본체부엔진출력3,190lbf 추력전폭27.9ft전장27.8ft⑶ X-47

공학/기술| 2006.11.12| 9페이지| 2,000원| 조회(992)

표적용, 전자전용, 공격용, 정찰용 UAV

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무인항공기 익형에 따른 비행원리

? 공력특성⑴ pioneer① 보조익 : 무인기는 보조익의 조작으로 롤링(rolling)운동을 하게 된다.좌측 상단은 보조익을 표시한 것이고, 우측 상단 그림은 조종간을 우측으로 조작하면 우측보조익은 위로, 좌측보조익은 아래로 변위하게 되고 좌우측 날 개의 각 상면과 하면의 압력감소가 유발되고, 항공기를 우측으로 경사지게하 려는 롤링모멘트가 발생하여 항공기는 우측 롤링운동을 수행하게 되는 것을 보여주고 있다.② 직선익 : 단거리 이착륙에 유용한 직선익을 사용한다. 직선익기들은 고속의 비행에 부적합하지만 프로펠러기들처럼 비교적 저속에선 항력에 비해 훨씬 큰 양력을 발생시키고, 특히 이착륙시에 매우 유리하다.③ 수직안정판 : 비행기 동체 뒤쪽에 기체의 수평면에 수직으로 붙어 기수방향을 진행방 향에 따라 안정시킨다. 특히 안정성을 위해서 큰 수직안정판 면적이 필요한데 동체에 비해 수직안정판의 무게가 증가하므로 두개의 수직 안정판으로 나눈다.또한, 수직안정판은 레이더를 잘 반사시키므로 스텔스도 향상된다.⑵ predator① 상반각(Dihedral) : 좌우날개의 양력의 불균형이 이루어져 기울어짐이 회복된다. 비행 기가 기체축을 중심으로 경사지면 내려간 쪽으로 미끌어지는데 상반각이 있으면 이 미끄럼을 막고 기울어짐을 복원시킴으로써 가로안정성을 높인다.② Nose strake : 고받음각 상황에서 기수 앞부분에 달린 strake를 통해 와류를 발생, 자 세를 안정시킨다.③ 테이퍼익 : 저속에서의 안정성이 우수하고, 직선익보다 양력효율이 좋다.④ V-tail : predator 무인기에는 H.T와 V.T가 없다. 이는 하반각으로 V-tail을 만들어서, 이 두가지 역할을 수행하게 한다. 따라서 레이더에 감지되는 단면적을 줄일 수 있어 스텔스성 향상을 가져온다.특히, 하반각을 준 것은, 무인기가 상반각으로 주었을 때 고속비행시 tuck under현 상이 발생하는 것을 방지하기 위한 것이라고 생각한다.⑶ X-47① 전익기 : 동체의 구별이 없는 전익기 형태이므로 전 영역에 걸쳐 양력이 발생한다. 따 라서 전체적인 양력분포는 타원형을 이루며 다른 익형에 비해 양력효율이 좋다.② 스포일러 : 날개면을 따라 흐르는 기류를 차단시켜 양력의 발생을 감쇠시키는 동시에 항력(抗力)을 증가시켜 주며 비틀림현상을 막는다. 좌우의 스포일러를 따로따로 움직이면 보조날개(aileron)를 연동시킬 수 있으며, 스포일러를 단독으로 사용하여 무인기를 옆으로 기울게 하거나 수정시키는 등 조종장치의 역할을 하기도 한다.③ chine nose : X-47은 정면에서 바라보았을 때, 기수 옆면이 뾰족하여 스트레이크와 같은 역할을 할 수 있는 chine nose 이다. sideslip에 의 한 측풍이 발생하면 불균형한 와류가 발생하게 되고 이 것에 의해, sideforce가 발생한다. 이 형상은 레이더 감 지 면적 감소에도 효과가 있다.⑷ Hermes450① twin V.T(vertical tail) :측면 레이더파를 다른 방향으로 튕겨내기 위해 V.T가 기울 어져 있으며 이는 스트레이크에서 발생한 와류와의 간섭효 과를 최소화 한다. 또한, Hermes450 무인기의 경우 twin V.T로 측면으로 방사되는 배기열을 막아준다.② 타원익 :날개에서 발생되는 양력분포에 따라 부드러운 곡선으로 날 개를 설계했기 때문에 직선익보다 전체적으로 더 양력효율 이 높다.③ 모노코크 구조의 동체 :동체는 둥근 유선형으로 무게를 늘이지 않고도 강도를 높 여 외부로부터 가해지는 모든 무게나 힘을 계란 껍질 모 양을 한 동체가 받도록 하는 모노코크 구조의 동체이다.또한, 기체에 가해지는 외부의 힘을 널리 분산하여 균등하 게 받을 수 있도록 하며 비행 중에 가해지는 여러 힘을 가장 효율적으로 견딜 수 있다.⑸ Taifun① single V.T(vertical tail) :V.T 지지구조물을 하나만 만들어도 되므로 중량이 감소하 며 작은 면적을 갖기 때문에 항력이 적어져 같은 면적의 두 개의 V.T보다 효율이 더 좋다.② Mid wing(중익기) :중익기로 날개가 동체의 중앙으로 들어가게 되어 정면적(Front Area:정면에서 본 면적)이 적어져 항력이 감소한다. 그러나 동체 구조물을 절단하고 날개가 연결되므로 날개 뿌리부분에 추가적인 구조보강을 하게 되어 무게가 증가하며고기동을 저해한다.③ 하단 V.T :⑹ X-36① 후퇴익 :가장 기본적인 날개인 직선익과 비교하여 직진시에 안정성이 우수하며, 항력이 적게 발생한다는 특성이 있다.② canard(카나드) :카나드를 날개 앞쪽에 채용해 주날개보다 먼저 카나드가 실속이 되게 하고 이를 이용해 카나드만이 가질 수 있는 특유의 안정성과 조종성을 얻는다.그리고 canard를 채용하여 수평꼬리날개를 대신하기 때문에 X-36에는 수평꼬리날개가 없는 것을 볼 수 있다. 또한, 주날개보다 먼저 실속되어 주날개가 실속이 되는 것을 미리 방지한다.③ V.T가 존재하지 않음 :X-36은 꼬리 날개가 없는 기체의 전투기로서 민첩성을 연구하기 위한 실험기이다. 따라서, V.T 및 H.T도 존재하지 않는다. 그러나 canard를 채용 및 추력편향노즐을 사용하여 안정성을 도모했다.⑺ X-50① canard :X-50에서는 canard를 동체 제일 앞에 위치시켜 수평꼬리날개 역할을 하게한다. 즉. 무인기가 안정되어있으면, 비행시 nose down moment가 발생하게 되는데 이를 위해서 canard가 positive lift를 발생시켜 전체 양력을 증가시키는 효과를 가져오기 때문에 무인기는 안정성을 되찾게 된다.② rotor wing(주날개) :X-50은 다른 무인항공기와 다르게 rotor wing으로 로터가 회전하면서 날개의 각도에 의해 양력이 발생한다.그리고 일정 비행 속도 이상에서 고정시켜 테이퍼익과 같은 주날개를 가지며 비행하게 되는데 rotor wing으로 인해 활주로가 없어도 수직이착륙이 가능하다.③ 수직꼬리날개(V.T) :메인 rotor wing이 회전을 하게 되면 동체는 rotor의 회전 반대방향으로 돌려고 하는 torque reaction을 발생시키게 된다. 헬리콥터에서는 이를 tail rotor를 이용해 안정시키지만 X-50 무인기 경우 수직 꼬리날개를 이용해 옆미끄럼 발생시 V.T의 받음각을 증가시켜 V.T에서 옆미끄럼 방향으로 양력을 발생시켜 미끄러지는 방향에 대해 반대방향으로 기수를 돌려놓으려는 모멘트를 발생하게 된다. 따라서, 동체는 일정한 자세를 유지하게 된다.⑻ dark star① intake :동체에 air intake가 있어 엔진에 충분한 공기를 제공한다.② spoiler :주익 윗면에 spoiler가 존재하여 주날개면을 따라 흐르는 기류를 차단시켜 양력은 감소시키고 항력은 증가시키는 역할을 한다. dark star는 보조익이 없고 spoiler만 작동하므로 트위스트 현상을 막고 보조익역전의 현상을 방지한다.

공학/기술| 2006.11.12| 7페이지| 2,000원| 조회(781)

pioneer, predator, X-47, eagle eye, Hermes45..

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[열공학]예혼합가스의 연소속도 측정 평가A좋아요

실험제목 : 예혼합가스의 연소속도 측정실험결과물리량당량비0.81.01.21.4D1.6cm2.5cm1.1cm1.01cmT0.067s0.067s0.067s0.067sV23cm/s37cm/s16.5cm/s15.01cm/s⑴ CCD카메라를 이용한 화염속도 측정결과 분석⑴ 화염속도의 이론값과 실험값의 분석Ratio 0.8D=1.6cmT=0.067sV=23cm/sRatio 1D=2.5cmT=0.067sV=37cm/sRatio 1.2D=1.1cmT=0.067sV=16.5cm/sRatio 1.4D=1.01cmT=0.067sV=15.01cm/s토의⑴ 화염속도가 달라지는 원인이번 실험은 당량비에 따른 화염의 전파 속도를 알아보는 실험이었다. 결과를 보면 당량비에 따라 23-> 37-> 16.5-> 15.01로 화염의 속도가 다른데 이 관계는 선형적인 관계가 아니라 당량비가 증가하면서 화염의 속도도 증가하다가 감소하는 형상이다.이론값과 실제가 같은 당량비Φ = 1 인 경우 화염속도가 가장 큰 것을 볼 수 있으며 Φ > 1인 약간 농후한 당량비와 Φ < 1인 희박상태에서는 속도가 감소하는 것을 볼 수 있다.실제 프로판의 최대연소속도는 당량비가 1.1일 때 43cm/s 로 높다. 이는 당량비가 1보다 큰 약간 농후한 상태에서 최대값을 가지는 것을 알 수 있다.또한, 위의 그림은 프로판을 비롯한 여러 혼합기의 당량비에 따른 화염속도를 보여주고 있는데, 이론반응 또는 그보다 약간 과농한 상태에서 화염속도가 최대를 보이고 있고 이 보다 희박하거나 과농 할수록 화염속도가 늦어지는 것을 알 수 있다.이는 일반적인 생각인 연료가 많아야 연소가 잘된다는 것이 잘못된 것임을 나타낸다. 연 료와 공기가 적당히 혼합해야 연소가 잘 일어난다는 것을 보여준다.⑵ 오차의 원인프로판의 당량비에 따른 연소속도 그래프를 보면 실험값과 이론값이 오차가 나는 것을 볼 수 있는데 요인을 찾아본다면① 프로판과 공기를 혼합하는 과정에서 균일하게 혼합한 것이 아니라 프로판을 먼저 tank 에 주입하고 나서 공기를 섞이도록 하였다.② 프로판과 공기를 인위적으로 균일하게 혼합한 것이 아닌 tank안에서 자연적으로 혼합 시켰기 때문에 오차가 발생하였을 것이다.③ 전압을 가해 연료(프로판과 공기)를 연소시킬 때 화염에서 다 소비되지 않았을 경우도 있으며 tank에서 연소실로 연료를 이동시킬 때 실험 전 진공상태로 만들었다 하였어도 공기가 남아있을 수도 있으며 또한, 4번의 실험을 거치면서 남은 프로판이 남아있을 수 도 있다. 따라서 오차가 발생하였을 것이다.④ 동영상 촬영에서 실험 기기인 사진기가 일반적으로 쓰고 있는 CCD 카메라이기 때문 에 연소를 측정하기에는 적당하지 않은 것으로 속도측정에 오차를 발생 시켰을 것이다.⑶ 실험에 대한 제안사항① 이번실험뿐만 아니라 다른 실험에서도 실험기기는 하나뿐이고, 수업이름은 “실험”인데 정작 기기를 다루는 사람은 학생이 아닌 조교였다. 이해는 하지만 이번실험 같은 경우 레버를 돌리는 것이랑 스위치 누르는 것 등 간단한 실험이었다라고 보는데 아주 위험한 실험이 아닌 이상 학생이 조작하는 것이 실험을 하는 목적을 달성하는 것이라고 본다.② 3조와 4조가 같이 실험을 하게 되었는데 실험이 오래 걸리고 사실 실험기기를 학생이 직접 조작하는 것이 아니었기 때문에 똑같은 실험을 보기만 하기 위해 기다리는 시간은 무척 길었다. 따라서 시간의 효율이 떨어지고 기다리는 시간에 딱히 할 것도 없고 이래 서 다음년도부터는 2조씩 묶어서 하는 것이 좋을 것 같다.

공학/기술| 2006.06.13| 3페이지| 1,000원| 조회(1,823)

화염속도, 프로판, ccd카메라, 연소속도, 예혼합가스

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[재료역학]알루미늄시편 재료인장시험

실험제목 : 알루미늄 인장시험실험결과⑴ data sheet위의 data sheet는 일부분으로 세로변형률과 가로변형률이 증가하다가 다시 감소하는 것 을 보여주고 있다.결과분석⑴ 응력-변형률 곡선① 응력-세로변형률 곡선② 응력-가로변형률 곡선⑵ 탄성구간표시① 가로변형률 ② 세로변형률⑶ 탄성계수실험값의 탄성계수는 다음과 같은 두가지 방법으로 구할 수 있다.응력 = 탄성계수 * 변형률① hooke's law② 응력-변형률 곡선에서 기울기를 구한다. 즉, 각도를 구하여 tan를 취해주면 기울기 를 구할 수 있다. 이번 실험값은 두 번째 방법으로 구한 값이다.세로변형률 탄성계수 :=0.85가로변형률 탄성계수 :=1.51⑷ 프와송 비프와송비 :=0.45토의⑴ 응력-변형률 곡선위의 그림은 연성재료의 대표적인 응력-변형률선도이다. 항복응력 σ0까지는 선형이므로 훅의 법칙이 성립하고(이 선형구간에서 탄성계수를 구할 수 있다.) σ0를 지나면 금속은 소성변형한다. ε1 -> ε2는 복원가능한 탄성변형률이다. 알루미늄은 연성재료로 뚜렷한한 항복점을 보이지 않으며 변형률 곡선은 이론상 위의 (c)의 그래프와 같이 가로변형률과 세로변형률이 서로 대칭이 되어야하며 탄성구간과 소성구간을 보이게 된다. 이번 실험에 서 가로 변형률은 이론과 같게 나왔지만 세로 변형률은 어떤 오차에 의해서 그래프가 선 형구간을 보이다가 어느 점(load)에서 변형률이 감소하여 일정한 값을 보여주고 있다.⑵ 탄성계수오른쪽 도표에서 보는 바와 같이 알루미늄의 탄성계수 E는이 된다. 그런데 실험값에서는 세로변형률 탄성계수가 0.809, 가로변형률 탄성계수는 1.13으로 오차가 발생하였다.가로변형률 탄성계수세로변형률탄성계수실험값1.510.85이론값0.720.72오차율52.31%15.29%실험값이론값오차율프와송비0.450.3424.44%⑶ 프와송비⑷ 오차의 원인① 인장시험시 우리는 변형률값을 전기적 신호를 이용하여 얻은 값이었다. 즉, 변형율에 따라 금속의 저항이 달라지는 것을 원리로 하는 스트레인 게이지를 이용하여 측정한 값 이므로 시편에 붙인 스트레인게이지나 터미널과 전선 자체의 내부 저항과 납땜의 마찰에 의해 오차가 발생하였다.② 시편제작의 불확실성이다. 정밀한 기계제작이 아닌 끌과 톱으로 시편을 제작하였기 때 문에 오차가 발생한다. 그것을 보여주는 예로, 실제 인장실험시 잘 만들어진 시편의 경 우 시편의 중간부분이 파단되어야 하는데, 우리조의 시편의 경우에는 시편 끝에서 파단 이 일어났다. 이는 제작이 잘못되었다는 것을 보여준다.③ 탄성계수 및 프와송 비를 구할 때 data 값을 이용하여 구한 것이 아닌 그래프를 이용 하여 기울기를 구한 값이다. 따라서, 캐드를 이용하여 구하였는데 이 기울기들은 다 선 형이라고 가정을 한 후 측정한 것이므로 불확실하다. 또한 tan 값을 소수 둘째자리까지 값을 구하였기 때문에 오차가 발생한다.

공학/기술| 2006.05.31| 7페이지| 1,000원| 조회(2,916)

탄성계수, 프와송비, 변형률, 재료인장시험, 알루미늄시편

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[공기역학]NACA airfoil 설명 및 designFoil을 이용한 그래프

? NACA Airfoil 설명⑴ 4 digit의 각 숫자의 의미예를 들어 살펴보자. NACA 2415를 보면 첫째 자리는 평균캠버선의 최대캠버를 나타내며 이 Airfoil은 시위선의 2%이다. 둘째 자리는 최대캠버의 위치를 나타내는데 10단위이다. 즉 이 Airfoil은 앞전에서부터 시위선의 40%위치에 최대캠버가 있다는 뜻이다. 만약 airfoil에 캠버가 없이 두께만 있으면 윗면과 아랫면의 형태가 같아져 시위선을 기준으로 대칭형이 된다. 따라서 네 자리 airfoil 계열의 첫째 두 자리가 모두 0이면 대칭형 airfoil을 의미한다. 이런 airfoil의 예로 NACA 0009 또는 NACA 0012 같은 종류가 있다. 마지막 두 개의 숫자는 최대 두께비를 나타내는데 이 예에서는 15% 두께비이다.⑵ 5 digit의 각 숫자의 의미다섯 자리 계열 Airfoil의 예로 NACA 23012를 고찰하자. 이 표현의 숫자에서 첫째 자리는 평균캠버선의 최대 캠버를 나타내며 이 Airfoil은 시위선의 2%이다. 둘째와 셋째 자리는 최대 캠버의 위치를 시위선 비율의 두 배로 나타낸다. 즉 이 Airfoil은 앞전에서부터 시 위선의 15%(15*2=30) 위치에 최대 캠버가 있다는 뜻이다. 마지막 두개의 숫자는 최대 두 께비를 나타내는데 이 예에서는 12% 두께비이다.⑶ 6 digit의 각 숫자의 의미6계열 Airfoil은 NACA 65,3-218,a=0.5와 같이 나타낸다. 첫째 자리의 6은 6계열 표현임을 나타내며 둘째자리의 5는 이 airfoil을 설계할 때 기본으로 삼은 대칭형 에어포일에서 압 력이 최소가 되는 위치를 앞전에서 시위선 비율의 10단위를 표시한 것이다. 즉 이 airfoil의 기본형은 최소압력이 시위선의 50%에서 이루어진다는 뜻이다. 쉼표 뒤의 3은 아래 첨자로 표시하는 수도 있는데 아랫면이나 윗면에서 바람직한 압력분포가 이루어지는 설계 양력계수로부터 더 크거나 작은 양력계수의 범위를 열 배 하여 표시한다. 이 예에서 는 바람직한 압력분포가 설계 양력계수보다 0.3 작거나 큰 범위에서 이루어진다. 빼기 기 호 다음의 첫째 숫자는 설계한 양력계수를 열 배 하여 표시한다. 이 예에서는 설계 양력 계수가 0.2 라는 뜻이다. 마지막 두 자리는 다른 계열과 마찬가지로 최대 두께비를 나타 낸다. a=0.5는 평균 캠버선의 휘어진 형태를 나타낸다. 이 기호를 표시하지 않은 에어포 일은 a=1이라는 뜻으로 원호를 나타낸다. 6계열 airfoil 표시방법은 airfoil의 공력특성 을 기준으로 표현하고 있다는 점에서 다른 계열의 표시방법과 차이가 난다.? Airfoil 특성 조사⑴ Airfoil의 압력계수, 양력계수, 항력계수, 모멘트 계수, 양항곡선에 대해 설명① 압력계수()유체 흐름 속에 놓인 물체 주위에 작용하는 압력분포를 안다는 것은 물체에 작용하는 공 기력, 다시 말하면 양력이나 항력을 구할 수 있다는 뜻이다. 자유흐름의 속도에 대한 수 직성분을 양력, 수평성분을 항력이라고 한다. 상단 왼쪽 그림의 에어포일에 작용하는 공 기 압력을 에어포일 표면에 그리면 오른쪽 그림과 같다. 여기서보다 작은 압력에서 는 화살표를 바깥으로 표시하였고 그보다 큰 압력에서는 화살표 방향을 물체 표면을 향 하도록 표시하였다. 즉, 화살표가 바깥으로 되어 있으면 부압을 의미하며 안쪽으로 되어 있으면 정압을 의미한다. 부압은 물체의 표면에서 바깥으로 나가려는 힘을 발생한다. 오 르쪽 그림에서 화살표가 위로 향한 부분과 아래로 향한 부분을 나누어 서로 상쇄시키고 나면 나머지 성분이 양력이 된다. 이렇게 양력을 계산하기 편리하도록 다음과 같이 압력계수를 정의하여 사용한다.임의의 한 점에서의 속도가 자유흐름의 속도보다 커지면 압력은 자유흐름의 압력보다 작 아져 압력계수가 음이 된다. 압력계수가 0보다 작으면 부압이 작용하고 있으며 압력계수 가 양이면 정압이 작용한다. 양력을 발생하고 있는 airfoil의 윗면에는 대개 부압이 작 용한다. 상단 오른쪽 그림은 공기흐름이 에어포일을 지날 때 airfoil의 표면에 작용하는 압력분포를 압력계수로써 나타낸 것이다.② 양력계수()Airfoil에 생기는 양력은 윗면과 아랫면에서의 유속에 차가 생김에 따라 압력분포가 다 르게 작용하여 이들 압력에 의한 합력에 의해서 양력이 얻어진다. 이렇게 측정도니 양력 을 무차원계수로 만든 것을 양력계수라고 하고 기호로이라고 표시한다. 아래 첨자이 소문자면 2차원 양력계수를 뜻한다. 양력계수의 정의는 다음과 같다.여기서 S는 날개의 면적이다. 그리고 받음각이 증가함에 따라 양력계수도 비례하여 증가 한다.왼쪽 그림은 DesignFoil을 이용하여 그린 NACA 0012의 양력계수 곡선이다. 받음각을 계 속 증가시키면 양력계수가 증가하는 비율이 둔해지다가 어느 받음각을 넘어가면 갑자기 양력계수가 감소한다. 양력계수가 감소하는 점에서 에어포일에 실속이 일어났다고 말하며 실속이 일어나는 그 받음각을 실속 받음각이 라고 한다. 실속 받음각에서 최대 양력계수가 된다.③ 항력계수()Airfoil에서 측정되는 항력은 공기흐름과 같은 방향으로의 압력을 합하면 뒤로 향하는 힘이 되는 압력차에 의한 항력이 있고 공기가 airfoil 표면을 지나면서 마찰이 작용하는 데 이 마찰력의 합이 마찰항력으로 나타난다. 항력도 양력과 마찬가지로 동압과 날개면 적으로 나누어 무차원계수인 항력계수를 만든다. 항력계수의 정의는 다음과 같다.

공학/기술| 2006.04.12| 5페이지| 1,000원| 조회(3,868)

항력계수, NACA airfoil, designfoil, 압력계수, 양항곡선

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