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2 工學碩士學位請求論文 십자형낙하산의 Reefing 효과에따른공력특성에관한실험연구 An Experimental study of reefing effect on aerodynamics characteristics of cruciform parachutes 2008 년 2 월 인하대학교대학원 항공공학과 ( 공기역학전공 ) 이창구

3 工學碩士學位請求論文 십자형낙하산의 Reefing 효과에따른공력특성에관한실험연구 An Experimental study of reefing effect on aerodynamics characteristics of cruciform parachutes 2008 년 2 월 지도교수김범수 이논문을석사학위논문으로제출함 인하대학교대학원 항공공학과 ( 공기역학전공 ) 이창구

4 이논문을이창구의석사학위논문으로인정함 2008 년 2 월 주심이승수 ( 인 ) 부심김범수 ( 인 ) 위원박춘배 ( 인 )

5 목 차 요 약 ⅰ Abstract ⅱ 그림목차 ⅲ 표 목차 ⅶ 1. 서론 1 2. 공력감소에관한연구동향 3 3. 기본이론 낙하산의항력계수 낙하산의안정성및진동 Reefing 낙하산풍동시험 풍동의벽면효과 시험모형및시험장치 아음속풍동 풍동시험모형 시험장치 분력피라미달밸런스 (Pyramidal Balance) Corn type fixed-body Blunt type fixed-body 자료획득장치 (Data acquisition system) 21

6 데이터해석 (Data analysis) 시험방법 보정 (Calibration) 시험조건및시험방법 Reefing condition 공력계수측정 시험결과 풍동의벽면효과 (Blockage Effect) Reefing 조건에따른항력계수 (Drag Coefficient) Corn type fixed-body에의한항력계수 Blunt type fixed-body에의한항력계수 Blunt body와 Corn body의항력계수비교 받음각에따른항력계수 안정성 (Stability) 진동 (Oscillation) 결론 참고문헌 61

7 요 약 본시험연구에서는십자형낙하산에 Reefing 효과를주어형태를변화시키고, 그에따른십자형낙하산의공력특성에관해연구하였다. 공력특성중에낙하산의성능에가장크게작용하는항력, 안정성, 진동에대해풍동시험을진행하였으며, Reefing 효과로인해변화되는낙하산의형태와성능들에대해연구할수있었다. 십자형낙하산은원형낙하산에비해제작상의이점과비용상의이점이있지만, 비정상상태의조건에대해많은제약을가지고있다. 본연구는십자형낙하산의단점을개선하여더나은형태의낙하산을개발하는데목적을두고있으며, Reefing을통해이러한단점들을개선할수있을것이라기대하고있다. 십자형낙하산의형태를정의하기위해 Arm ratio를도입하였고, Reefing 조건을위해 Reefing line ratio를도입하였다. 기본적인십자형낙하산의경우 Arm ratio에따라다른특성들을보여주었고, Reefing 조건들에의해특성들이변화하였다. Reefing 효과에의해낙하산의항력은다소감소하였으나, 안정성과진동에있어서는성능이향상되는것을알수있었다. 기존의십자형낙하산은비록여러가지장점이있지만, 안정성측면에서성능이낮아대인낙하산으로사용되지못하였다. 하지만본연구를통한새로운형태의십자형낙하산은안정성측면에서도높은성능을가지고있기때문에앞으로다양한분야에서새로운십자형낙하산이사용될것이라기대된다. - i -

8 Abstract Wind tunnel test were conducted to investigate the effects of reefing-line on the cruciform parachutes with the purpose of finding aerodynamics characteristics of the parachute such as drag coefficient, normal force coefficient. Aerodynamics characteristics were measured accurately with 6-components pyramidal balance and load cells which were installed in the fixed-body. In summary, the aerodynamics characteristics which were drag coefficient, stability, were changed with reefing-line length. Separation edge was developed due to reefing-line also it made increasing of the stability. Four different models were tested and the test results were compared with each other. - ii -

9 그림목차 그림 1. Geometry of parachute 6 그림 2. Reefing & Reefing line 8 그림 3. 3D View of wind tunnel 13 그림 4. 낙하산설계도및 Arm ratio 14 그림 5. 1-Axis Load Cell 17 그림 6. Corn fixed-body 설계도 18 그림 7. Corn fixed-body & shield 18 그림 8. Corn type fixed-body 설치모습 18 그림 9. 로드셀설치모습 19 그림 10. Blunt type fixed-body 19 그림 11. Blunt type fixed-body 설계도 20 그림 12. Blunt type fixed-body 설치모습 20 그림 13. Flow chart 22 그림 14. PCI 그림 15. PCI 그림 16. SCC-2345(Carrier) 23 그림 17. SC-AI07(Module) 23 그림 18. Block Diagram 25 그림 19. GUI(Graphic User Interface) 26 그림 20. Subroutine of Density 26 그림 21. Subroutine of Blockage 28 그림 22. Subroutine of Speed 28 - iii -

10 그림 23. Flow chart of pressure calibration 31 그림 24. Reefing-line ratio 32 그림 25. Dynamic pressure of arm ratio 그림 26. Dynamic pressure of arm ratio 그림 27. Dynamic pressure of arm ratio 그림 28. Dynamic pressure of arm ratio 그림 29. Corn type fixed-body의시험모습 37 그림 30. Corn type fixed-body의항력계수 38 그림 31. Blunt type fixed-body의시험모습 39 그림 32. Blunt type fixed-body의항력계수 40 그림 33. 2/10 ratio 0% reefing 41 그림 34. 2/10 ratio 33% reefing 41 그림 35. 2/10 ratio 66% reefing 41 그림 36. 2/10 ratio 100% reefing 41 그림 37. 3/10 ratio 0% reefing 41 그림 38. 3/10 ratio 33% reefing 41 그림 39. 3/10 ratio 66% reefing 41 그림 40. 3/10 ratio 100% reefing 41 그림 41. 4/10 ratio 0% reefing 42 그림 42. 4/10 ratio 33% reefing 42 그림 43. 4/10 ratio 66% reefing 42 그림 44. 4/10 ratio 100% reefing 42 - iv -

11 그림 45. 5/10 ratio 0% reefing 42 그림 46. 5/10 ratio 33% reefing 42 그림 47. 5/10 ratio 66% reefing 42 그림 48. 5/10 ratio 100% reefing 42 그림 49. 2/10 Parachute의항력비교값 44 그림 50. 3/10 Parachute의항력비교값 44 그림 51. 4/10 Parachute의항력비교값 45 그림 52. 5/10 Parachute의항력비교값 45 그림 53. 2/10 Parachute drag coefficient with AOA 47 그림 54. 3/10 Parachute drag coefficient with AOA 47 그림 55. 4/10 Parachute drag coefficient with AOA 48 그림 56. 5/10 Parachute drag coefficient with AOA 48 그림 57. Stability of 2/10 Parachute 50 그림 58. Stability of 3/10 Parachute 50 그림 59. Stability of 4/10 Parachute 51 그림 60. Stability of 5/10 Parachute 52 그림 61. 2/10, 0%Reefing, 8 53 그림 62. 2/10, 0%Reefing, 그림 63. 2/10, 33%Reefing, 4 53 그림 64. 2/10, 66%Reefing, 2 53 그림 65. 2/10, 100%Reefing, 0 53 그림 66. 3/10, 0%Reefing, v -

12 그림 67. 3/10, 0%Reefing, 그림 68. 3/10, 33%Reefing, 그림 69. 3/10, 33%Reefing, 그림 70. 3/10, 66%Reefing, 8 54 그림 71. 3/10, 100%Reefing, 0 54 그림 72. 4/10, 0%Reefing, 6 55 그림 73. 4/10, 33%Reefing, 4 55 그림 74. 4/10, 33%Reefing, 그림 75. 4/10, 66%Reefing, 그림 76. 4/10, 100%Reefing, 0 55 그림 77. 4/10, 100%Reefing, 6 55 그림 78. 5/10, 0%Reefing, 0 56 그림 79. 5/10, 0%Reefing, 6 56 그림 80. 5/10, 33%Reefing, 4 56 그림 81. 5/10, 66%Reefing, 그림 82. 5/10, 100%Reefing, 그림 83. Moment caused by Side force 57 그림 84. Separation edge caused by Reefing 57 그림 85. Oscillation of cruciform parachute 58 - vi -

13 표목차 표 1. Specification of subsonic wind tunnel 12 표 2. Specification of 6-components pyramidal balance 16 표 3. Specification of Load cell 17 표 4. Specification of DAQ system 23 표 5. Corn type fixed-body을사용한시험조건 30 표 6. Blunt type fixed-body을사용한시험조건 30 - vii -

14 1. 서론 근래 Aerodynamics Deceleration( 공력감소 ) 은항공산업에있어서점점그비중이커지고있다. 공력감소기술중가장많이사용되고개발되는것이바로낙하산이다. 현재의낙하산은사람의안전한착륙뿐만아니라화물의수송및무기의투하등여러가지목적으로사용되고있다. 이때문에여러나라에서낙하산에대한연구가활발히이루어지고있고, 미국의경우 50년대부터사용되어왔던 T-10 낙하산을대체하는새로운낙하산을개발시험중에있다. 새로이대체되는낙하산은십자형낙하산으로 T-11 으로불리며기존의 T-10에비해서착지속도가 25% 줄고표면적은 28% 가크며펴진지름은 14% 가크다. 현재우리나라에서군에서사용하는낙하산은그종류가여러가지이지만가장많은부분에 T-10 낙하산이사용되고있다. 차후美육군이 T-11 으로대체된후우리나라역시 T-11 으로대체될수있다는짐작을할수있다. 이와같은상황에서 T-11의낙하산의기본이되는십자형낙하산에대해연구하는것은상당히중요하다고볼수있다. 본논문에서는풍동시험을통해십자형낙하산공력특성에영향을미치는설계특성을알아내고자한다. 십자형낙하산은원형낙하산에비해제작이용이하고비용이저렴하며여러면에서우수한효율을보이고있다. 하지만비정상상태에서의많은제약때문에일부분야에서만사용되고있다. 미국의경우 Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar등을통해십자형낙하산에대한연구가활발히이루어지고있으나, 국내에서는아직연구가미비한실정이다. 본논문은십자형낙하산의 reefing을통하여낙하산의항력면적을조정하고이를통하여낙하산의변화된공력특성을측정하는데중점을두고있다. 또한이를통하여비정상상태에서십자형낙하산의단점을줄여보다넓은분야에서사용하는것을그목표로하고있다. 본래낙하산의 reefing은완전팽창 (Full Inflation) 이나과도팽창 (Over Inflation) 을구속함으로써낙하산의안정적인팽창을유도하는장치이다. reefing 방식으로는캐노피의모양을직접조작하는벤트 (Vent) 방식과항력면적을조작하는스커트 (Skirt) 방식이있으며, 이번시험에서는스커트방식을통하 - 1 -

15 여항력면적을조정하였다. 본연구에서는여러가지십자형낙하산의특성을알아보기위하여낙하산의길이에대한폭으로정의된 Arm ratio를사용하여 4가지모델을제작하였다. 또한각각의모델에대해 reefing에따른십자형낙하산의공력특성을알아보기위하여 reefing의조건을여러단계로주었다. 조건을명확하게알아보기위해낙하산의공칭직경에대한 Reefing-line의직경비로정의된 Reefing-line ratio를사용하였다. 공력계수의측정에있어정확도를높이기위하여 6분력피라미달밸런스와고정부에로드셀을부착하여사용하였다. 결과값을비교하여자료의신뢰도도높일수있었다. 풍동시험은 20m/s의고정된속도에서받음각 (angle of attack) 0 ~20 에서이루어졌으며, 받음각은 2 간격으로주어졌다. 각각의조건에대해낙하산의항력계수 (Drag coefficient) 및수직력계수 (Normal force coefficient) 를측정하여낙하산의공력특성을비교하였다

16 2. 공력감소에대한연구동향 공력감소연구에관련된우주분야및군사분야의연구에있어서현재많은연구결과들이얻어지고있다. 가까운미래의전쟁분야및민간분야에서점차이용될이분야의중요성때문에지금까지공력감소연구에많은연구비가투자되었으며, 그결과로작년 (2006년) 에처음으로유도낙하시스템의중요시험이행해졌다. 이러한공력감소연구는크게 3분야로나뉘며, 각각의분야에대해많은연구들이이루어지고결과들이얻어지고있다. 공력감소연구의첫번째분야는낙하산분야이다. 미래의비조종성낙하산인 T-11 ATPS(Advanced Tactical Parachute System) 의연구가이미시험비행중에있으며, 2008년에 53,000개의 T-10 낙하산을교체하려는계획이진행되고있다. 또한한번사용하고버리는값싼낙하산수송시스템개발이 NRDE (Natrick Research Development and Engineering) 에서이루어지고있다. 이연구는난민구조및군수송에사용되는낙하산을개발하는것으로서현재의낙하산에비해 55-80% 싸게만들어내는것을목적으로하고있다. 두번째분야는수송분야이다. JPADS(joint precision Airdrop System) 연구개발을계속적으로확장하고있다. 이미 2000파운드급이하의수송에관련된시스템이사용중에있다. 또한 NATO는테러리스트에대항하는 10가지의긴급프로그램중하나로특수부대를위한정밀낙하프로그램을채택했다. NATO의통합개발센터는모든연구소의개발을도와주며통합운영환경을구축하고있다. 이외에조종시스템역시지속적인연구가이루어지고있다. 마지막분야는우주분야이다. 우주분야의업적은 2006년에 Stardust의성공적인회수로시작되었다. 이프로젝트에서 Pioneer Aerospace에서제작한 disk gap band drogue와원뿔형낙하산이사용되었다. 또한화성탐사선인 Mars Scout Phenix를위한 11.8 미터급 disk gap bnad 낙하산이개발되었다. NASA Marshall 센터의 In-Space 추력프로그램부서에서는풍선처럼펼치는감속기연구를하고있다

17 3. 기본이론 낙하산은공력감소분야에있어상당히중요한요소이다. 따라서수송시스템을설계하기위해서는낙하산의성능과특성이반드시고려되어야한다. 1920년대초기에 circular 낙하산과 flat 낙하산이만들어졌고, 인명구조, 레져, 가벼운화물운송등에사용되었다. 1930년대에는낙하산병, 군수송등군사적인분야에서사용이시작되었다. 1940년대초기에들어와무인항공기, 미사일, 계측장비, 유인 무인우주선의회수에사용되기시작하였다. 낙하산의새로운분야에대한적용은낙하산형태의발전에많은기여를했다. 새로개발된낙하산들은기존낙하산에비해전개력, 항력, 안정성등에서더욱우수한성능을보였다. 몇몇의새로운낙하산은초음속분야에사용이되었고, 활강을위한글라이더에도사용되었다. 그러나모든분야의뛰어난성능특성을어느특정낙하산에적용시킬수는없었다. 그러므로원하는적용분야에맞추어그에맞는적당한낙하산을선택하여야한다 낙하산의항력계수 낙하산의항력은낙하산시스템의설계에있어서가장중요하게판단되는성 능중하나이다. 요구되는일정한하강속도를유지하기위해서낙하산의항력은 반드시전체시스템의무게와같아야한다. 낙하산의항력 (D) 은다음과같다. 여기서 는낙하산의항력면적과관련된무차원항력계수를, 는낙하산 의항력을받는모든면적을, 는 와같은동압을의미한다. 주어진하강 속도에서동압 (q) 는고정된값이다. 곱해진항인 는낙하산의항력면적 - 4 -

18 이다. 낙하산에있어가장큰설계요소는낙하산의직경과하강속도이다. 큰항력계수는낙하산의항력면적을줄이도록할수있고이로인해낙하산의무게와부피를줄여하강속도에영향을줄수있다. 때문에항력계수는낙하산의설계에있어성능을결정하는중요한요소가된다. 아래의설계특징과 canopy 특성에따라높은항력계수를가진낙하산을설계할수있다. 1. Conical, multi-conical, or quarter-spherical canopy shapes 2. Rectangular or triangular canopy shapes 3. Long suspension lines 4. Low canopy porosity 5. Annular canopy shapes 6. Rotating parachutes 7. Gliding parachutes Rectangular와 triangular 낙하산의경우저속에서여러가지분야에걸쳐성공적으로사용되어왔다. 하지만넓은항력면적을가진 rectangular 낙하산과 triangular 낙하산의경우낙하산의전개에있어서많은문제점을가지고있다. 원형낙하산을제외한다른낙하산의경우낙하산전개시 canopy에인장력을유지하는데어려움이있다. 긴 suspension lines은낙하산의전개면적을늘려주어높은항력계수를갖게해준다. Rotating 낙하산의경우 10ft 직경까지는성공적이었으나, 그이상의직경을가진낙하산의경우낙하산전개시문제가발생되었다

19 3. 2. 낙하산의안정성및진동 안정성은낙하산이외부조건에의해움직인후다시평형을이루는지점으로되돌아가는경향성이다. 만약 ±5 의진동을갖는낙하산과 ±30 의진동을갖는낙하산이하강할경우, 대부분의관측자들은 ±30 의낙하산은불안정하고 ±5 의낙하산은안정하다고할것이다. 하지만실제적으로두가지경우의낙하산모두정적으로불안정하다. 하지만낙하산의진동이동적으로증가하지않고충분히감쇠된다면낙하산은안정적이라고말할수있다. 따라서낙하산의안정성은낙하산의외부환경에대한낙하산의진동으로보다명확하게정의할수있다. 낙하산에서사용되는기본적인좌표는다음과같다. 그림 1 Geometry of parachute - 6 -

20 낙하산의피치에대한정적안정성은받음각에따른수직력 (Normal Force) 를가지고판단할수있다. 즉낙하산투하물의무게중심과가까운곳으로생각할수있으며실제낙하산이 pitching 운동을하는중심인산줄의 confluence point 에대한식으로나타낼수있다. Pitching 운동에대한정적안정성을판별하는식은다음과같이된다. 또한 낙하산의동적안정성을결정하는가장중요한요소중의하나가낙하산의정적 안정성이며, 낙하산의정적안정성은다음과같다 Reefing 낙하산의 Reefing 은 canopy 의과도한팽창 (rapid-inflation) 과과도한팽창 (over-inflation) 을막아준다. Reefing 은다음과같은기능을준다. 1. 낙하산의안정적인전개를위해미리결정된순서에따라낙하산의전개력을 제한한다. 또한낙하산의전개시간을조절한다. 2. 일시적으로하강속도를제한한다. Reefing 된낮은항력면적을가진낙하산 은높은고도에서보다정밀한투하가가능하다. 또한착륙직전에 Reefing 효 과를줌으로써낮은충돌속도를가질수있게한다

21 3. 착륙을위해하강중인낙하산에조종을가능하게해준다. 4. 낙하산의안정성을증가시킨다. 5. 낙하산의과도한팽창 (over-inflation) 과급격한팽창 (rapid-inflation) 을막아 준다. 낙하산의 Reefing은제 2차세계대전중독일에의해개발되었다. 낙하산의끝자락에지지줄을넣어낙하산의팽창을조절하였다. 이러한방식은 Skirt Reefing 방식으로현재까지사용중인방법중가장실용적인방법이다. 이외에여러가지 reefing 방식이만들어졌으나, 그중가장많이사용되는방식은 Skirt Reefing, Vent Reefing, Slider Reefing이다. 다음그림은 Skirt Reefing에대한그림이다. 그림 2 Reefing & Reefing line - 8 -

22 3. 4. 낙하산의풍동시험 풍동은항공기와항공기부품을시험하는데효율적인방법이다. 마찬가지로낙하산과낙하산시스템을시험하는데도효율적으로사용된다. 낙하산의풍동시험에적용되는경험적인법칙이있다. 풍동시험에사용되는축소된모델낙하산은실제낙하산과같게만들수없다. 물론풍동시험에사용되는모델의경우상사성의법칙에따라축소가되지만, 낙하산모델이상사성의법칙에따라축소될경우낙하산의재질적인측면과형상적인디자인에있어서실제낙하산과충분히같지않게된다. 실제모델과같은상사성모델을만들기위해서는무게가가볍고같은특성의재질이필요하게되는데, 이조건을만족시키는것을아주어렵다. 하지만경험적인방법에의해낙하산풍동시험의한가지법칙이밝혀졌다. 상사성에의해축소된낙하산은실제낙하산과똑같은특성을같지는않지만, 낙하산의항력, 안정성, 전개력에있어몇퍼센트의차이만가진다는것이다. 따라서풍동시험에의해측정된데이터와실제비행시험에의한데이터를비교하게된다면, 성능의차이를계산할수있고이에따라정확한풍동시험데이터를얻을수있다는것이다. 낙하산의풍동시험에는모든타입의풍동이가능하다. 개방형시험부를가진개방형풍동, 개방형시험부를가지폐쇄형풍동, 폐쇄형시험부를가진개방형풍동, 폐쇄형시험부를가진폐쇄형풍동 4가지타입의풍동모두낙하산의풍동시험에적합하지만, 이중폐쇄형시험부를가진폐쇄형풍동이가장많이사용된다. 이풍동의경우시험부에서특정유속을결정하기쉬워좋은결과값을측정할수있다. 하지만낙하산모델의자세변경에어렵다는단점을가지고있다. 실제낙하산의비행시험을제외한테스트중에풍동시험은가장효율적이며, 정확한측정방법이다. 풍동에서낙하산시험을하기위해서는낙하산의특성에따른몇가지제약조건이따른다

23 1. 풍동시험에사용되는낙하산모델은실제낙하산과형상학적, 재질적으로최 대한같아야한다. 또한시험모델은가능한한클수록좋다. 2. 모델낙하산의항력면적, 직경측정에있어가능한한정확해야한다. 3. 풍동은연속체적인환경에서이루어지는시험이기때문에, 낙하산의전개중 풍동의속도변화는생기지않는다. 4. 과거에는풍동의벽면효과를고려해서모델의단면적이풍동시험부면적의 5~6% 를넘을수없었다. 하지만최근풍동의벽면효과에대한보정방법이 연구되면서최대 30% 까지시험이가능하다 풍동의벽면효과 풍동시험에사용되는모델은상사성에의해축소된모델을사용하며, 모델의크기가크면클수록좋다. 하지만풍동시험부의크기를고려했을때, 일부대형풍동을제외한풍동에서는크기의제약이따르게된다. 특히낙하산풍동시험의경우형상적으로나재질적으로실제낙하산과상사성을가진모델을만드는것은상당히어려운일이다. 따라서가장좋은시험방법은실제낙하산을가지고시험하는방법이지만, 풍동크기의제약때문에축소모델이사용되어야만한다. 풍동내에서낙하산이완전전개하였을때, 자유류항력면적이작아지게되어낙하산과풍동벽면사이의흐름속도가증가하게된다. 이러한요인은낙하산의공력특성에영향을미치게되어정확한결과값을얻을수없게된다. 이를위해 Maskell의근사보정방법을적용하여풍동시험부의동압을보정하게된다. 보정식은다음과같다

24 여기서 K는 Maskell이제한한계수이며이는일반적으로형상에따라다른값을가진다. 예를들어슬롯이없는낙하산의경우 K=2.8, 리본형태의낙하산은 K=1.85의값이사용되고있다. 십자형낙하산은 K값의범위가 K=1.05~1.54 이며, 이값은십자형낙하산이완전전개하였을때모서리에생기는홀의크기에따라달라진게된다. 이중 Macha와 Buffington의보정계수 (K) 를선택한후유도되는식은다음과같다. 이렇게보정된값들은 blockage ratio 가 10% 작아지면항력면적이 5~10% 늘어난다는것을암시하고있다. 이것은시험에사용되는축소형모델의크기 제한에있어다음과같이사용된다

25 4. 시험모형및시험장치 4.1. 아음속풍동 본시험은인하대학교항공우주공학과공기역학실험실에있는폐회로순환식 아음속풍동 (Closed-loop type subsonic wind tunnel) 을사용하였으며사진과제 원은아래표와같다. Type Test section shape Test section size Test section velocity Test section area Closed-loop type octagonal 1m 1m 2m 0~70m/s Motor Type Motor rpm Max. Motor output DC motor 25~1250 rpm 75Kw(100hp) Fan 8 fixed pitch propeller Compression ratio 4 : 1 표 1 Specification of subsonic wind tunnel 인하대학교아음속풍동은폐회로식으로시험부의크기가가로, 세로 1m 정팔각형이며, 시험부의최대유속은 70m/s이다. 송풍기의프로펠러는 8개의고정피치깃으로구성되어있으며구동모터는 100마력짜리가변속도직류모터이다. 난류도는 이며저난류도의흐름을얻기위하여정체부의상류에허니컴과댐핑스크린이설치되어있다. 정체부와시험부입구에각각 6개의정압측정용구멍이설치되어있어이정압의차이로풍동시험부의유속을결정한다

26 그림 3 3D View of wind tunnel

27 4. 2. 풍동시험모형 본연구에서는풍동시험을위해총 4가지의십자형낙하산모델을제작하였다. 풍동모형제작시가장중요한것은실제모델과의상사성이라할수있겠다. 본시험을위해제작된모형은실제모형낙하산을상사성에의해축소한모델이아닌기본적인십자형낙하산의특성을알아보기위한것이었다. 따라서십자형낙하산의설계요건인 Arm ratio를사용하여모델을제작하였다. Arm ratio에대한정의와낙하산의설계도는다음과그림과같다. 그림 4 낙하산설계도및 Arm ratio

28 서로다른 4개의십자형낙하산을제작하였으며, 모델을구분하기위해낙하산의길이에대한폭으로정의된 Arm ratio를사용하였다. 4개의모델은 Arm ratio 2/10(120/600), 3/10(180/600), 4/10(240/600), 5/10(300/600) 인낙하산이며기준이되는낙하산길이 (L) 는 600mm로정하였다. 일반적으로시험을위해축소된모형낙하산은재질상의문제와제작상의문제로실물낙하산과는다른공력특성을보이게된다. 본연구에서는모델의재질특성을맞추기위해실제낙하산의재질인 1.1 oz. Ripstop Nylon을사용하였다. Suspension line의경우실제낙하산과같은재질을택하고자했으나이번시험과같이축소된모델의경우낙하산무게에비해 suspension line의무게가더나가게되므로시험의결과를제대로얻기위해낙하산의무게에적절한나일론재질의 suspension line을사용하였다. 실제십자형낙하산의경우지나친항력에의한낙하산파손을막기위해낙하산면안쪽으로 suspension line을통과시켜낙하산 canopy에 apex면을형성하나이번시험에사용되는낙하산은구조적인안정성이충분하다고생각하여 apex면을고려한설계는하지않았다. 시험에사용된모델의특징에대해요약해보면다음과같다. 1. 서로다른십자형낙하산을제작하기위해 Arm ratio 를사용하였고, 이에따 라 4 가지모델을제작하였다. 2. 재질상의특성을맞추기위해실제낙하산의재질인 1.1 oz. Ripstop Nylon 을 사용하였다. 3. 모델낙하산의무게를고려적당한 suspension line 을사용하였다

29 4. 3. 시험장치 분력피라미달밸런스 (Pyramidal Balance) 풍동시험에사용된공력측정장치는 1-Axis Load cell과 6분력피라미달밸런스 (6-Components Pyramidal Balance) 이다. 인하대학교아음속풍동에설치된피라미달밸런스는스트레인-게이지형이며풍동시험부외부에설치되어, 시험모형에작용하는힘과모멘트를측정하는외부형밸란스 (External Balance) 이다. 모델의설치하기위해 1점지지법, 2점지지법, 3점지지법을사용할수있으며, DC모터에의해받음각을조절할수있다. 지지대 (Strut) 가설치되는턴테이블 (Turn-table) 은 360 회전이가능하면, 밸런스내부에부착된 0.5 정확도를가진다이얼게이지에의해각도가측정된다. 밸런스에는각분력에따른총 6개의로드셀이부착되어있으며, Control Box를통해 12V의전압이공급되며, 신호를받는다. 밸런스에대한표는다음과같다. Type Control range Pyramidal balance Angle of attack -25 ~ +25 Yaw angle : 360 turn Load cell transducer Four strain gage Accuracy 120 ohm 6 volts DC Power Supply 0.1%(low angle of attack) 0.25%(high angle of attack) 표 2 Specification of 6-components pyramidal balance

30 Corn type fixed-body 모델의정확한공력특성을얻기위해 6분력피라미달밸런스 (6-Components Pyramidal Balance) 외에로드셀 (Load cell) 을사용하여측정을하였다. 로드셀을장착하기위해낙하산의앞쪽에고정부를설치하였으며, 측정목적에따라 2가지형태의전방고정부를제작하였다. 콘형고정부는직경 60mm에길이 100mm의물체로서실린더형상을취하고있다. 총 3개의 1-Axis Load cell이사용되었으며, 각각의로드셀은사전보정되었다. 이로드셀은최대하중 5kgf이며, 정밀도는 ±0.01% 이다. 로드셀의직경은 23mm로서상당히작은로드셀을사용하였다. 사용된로드셀의자세한특성은아래표와같다. Capacity Rated output Nonlinearity Hysteresis Zero Balance Safe overload 5 kgf mv/v 0.1% R.O. 0.1% R.O mv/v 120% R.O. 그림 5 1-Axis Load Cell 표 3 Specification of Load cell 콘형고정부에는 3개의로드셀이삼각형형태로부착이되었으며, 낙하산의진동, 피칭모멘트 (Pitching moment), 항력을측정할수있었다. 제작상의편의를위해알루미늄으로제작하였으며, 로드셀과지지부사이의유동간섭을줄이기위해쉴드를장착하여유동간섭을최소화하였다. 콘형고정부의설계도및설치모습은다음과같다

31 그림 6 Corn fixed-body 설계도 그림 7 Corn fixed-body & shield 그림 8 Corn type fixed-body 설치모습

32 Blunt type fixed-body 유선형고정부는직경 40mm에길이 40mm의물체로서유선형을취하고있다. 총 1개의 1-Axis Load cell이사용되었으며, 로드셀은사전보정되었다. 이로드셀은최대하중 5kgf이며, 정밀도는 ±0.01% 이다. 유선형고정부에는 1개의로드셀이부착이되었으며, 낙하산의항력을정확히측정할수있었다. 로드셀은고정장치에의해지지대 (Strut) 에고정되었으며, 고정된로드셀위에발사나무로제작된유선형쉴드를씌워유선형고정부를완성하였다. 일반적으로아음속영역의낙하산항력계수는전방물체에서발생하는유동때문에손실이생기게된다. 여러참고문헌에따르면전방물체직경의 9배이하의거리에낙하산이위치하게되면약 5%~10% 손실이발생하고 9배이상의거리에위치하면손실이거의발생하지않거나 5% 이하의손실이발생한다고알려져있다. 본시험에서는콘형고정부의직경이 60mm임을감안해낙하산의위치를콘형고정부로부터 594mm 로정하여시험을하였다. 유선형고정부의경우직경이 40mm 이며낙하산의위치는마찬가지로 594mm 로고정하여시험하였다. 두가지형태의고정부모두직경에 9배이상의거리에낙하산을장착하였으므로, 전방고정부에의한손실은최소화하였다고할수있다. 또한전방고정부에의해항력감소가발생한다면, 콘형고정부에비해유선형고정부의항력감소가작을것으로기대했다. 그림 9 로드셀설치모습 그림 10 Blunt type fixed-body

33 그림 11 Blunt type fixed-body 설계도 그림 12 Blunt type fixed-body 설치모습

34 자료획득장치 (Data acquisition system) 풍동시험을통해획득되는자료는다음과같다. 피라미달밸런스의 3분력 풍동시험부속도측정을위한정압차 전방고정부에설치된 1-Axis Load cell 전압값 Auto traverse에설치된 1-Axis Load cell 전압값 공력계수측정을위해 6분력피라미들밸런스를통해측정된 6분력의전압값과 1-Axis 로드셀의전압값은커넥터를통해 PCI-6251와 PCI-6023 보드로전송된다. 이때풍동시험부속도측정을위한압력센서 (Pressure Transducer) 의전압값도같이전송된다. 본시험에서사용된자료획득장치는 PCI-6251과 PCI-6023이다. 이자료획득장치의특징은디지털자료획득장치로서 LabVIEW 프로그램을통해실제계측장치와같이사용할수있다는것이다. PCI-6023 보드는아날로그신호및디지털신호의입출력이가능하고총 32ch의데이터를획득할수있다. 12bit 분해능으로데이터를획득하지만, 6분력피라미달밸런스의출력전압값이 ±50mv이기때문에본시험에서는풍동시험부속도측정을위한정압측정, 1-Axis Load cell의전압값측정에사용되었다. PCI-6251 보드는마찬가지로아날로그신호및디지털신호의입출력이가능하다. 별도모듈 (module) 을통해 16bit 분해능으로미세전압을획득할수있기때문에 6분력피라미달밸런스출력값을획득하는데사용되었다. 현재보유하고있는 3개의 ±50mV 모듈 (module) 을통해피라미달밸런스의 6분력을출력값을획득할수있었지만, 그외의출력값은입력채널의부족으로획득할수없었다. 따라서 PCI-6023보드와 PCI-6251보드를조합해총 12ch의출력값을획득할수있었다. 다음의그림및표에는시험의개략도와시험에사용된자료획득장치의특징이설명되어있다

35 그림 13 Flow chart

36 그림 14 PCI-6023 그림 15 PCI-6251 그림 16 SCC-2345(Carrier) 그림 17 SC-AI07(Module) Analog Input Input Resolution Max Sampling Rate Input Range PCI SE/8 DI 12bits 200Ks/s ±0.05 to ±10V PCI Ch 16bits 1.25Ms/s belong to Module SC-AI07 2Ch(1module) 10KHz filterd ±50mV 표 4 Specification of DAQ system

37 데이터해석 (Data analysis) 자료획득장치를통해획득된데이터는 LabVIEW 프로그램을통해처리되었다. LabVIEW software의특징은수집되는데이터값을실시간으로읽어들이고또한각수집된데이터를해석처리하여데이터기록, reporting, plotting 등을처리한다. 따라서 LabVIEW 프로그램을통해실시간으로시험의이상유무를확인할수있었고, 이를통해시험의신뢰성을높일수있었다. LabVIEW 프로그램은그래픽기반의언어로서 Front panel과 Block diagram panel로구분이된다. Front panel에서는그래픽툴을통한 GUI(Graphic User Interface) 를구성할수있고, 실시간으로해석코드의 Input값을조절할수있다. Block diagram panel은프로그램의코드에해당하는부분이다. 텍스트기반의언어와달리모든코드는 Block diagram을이용한 Flow chart( 순서도 ) 로만들어지며, DAQ 보드와의연계를통해실시간자료처리가가능한해석코드를만들수있다. 사용된프로그램코드는다음과같다. 낙하산의항력및안정성을표현하기위해공기밀도를계산하는서브루틴, 풍동의속도를계한하는서브루틴, 벽면효과보정을위한서브루틴을작성하여코드에첨부하였다. 기본입력값및결과값은텍스트파일을통해기록이되며, 기록된결과값을토대로그래프에나타내었다. 데이터획득시노이즈에의한잡음을고려하여각채널에 Low-pass 필터를설치하였다. 설치된필터는프로그램적인필터로 10Khz 신호이상의잡음을걸러주었다. 입력신호에 ±10V의데이터를처리하는코드와 ±50mV를처리하는프로그램을작성하여활용하였다. 다음의그림18과그림19는본시험을위해구성한 GUI와 Block diagram이다

38 그림 18 Block Diagram

39 그림 19 GUI(Graphic User Interface) 그림 20 Subroutine of Density

40 시험에사용된기본조건중밀도를구하는 subroutine은그림 20과같다. 시험에사용되는밀도는공기의온도, 대기압, 습도에따라다르다. 따라서동일한공기밀도를사용하였을시, 오차의원인이될수있다. 본시험에서는공기밀도에따른오차를줄이기위해, 시험상황에따른공기밀도를계산하여해석식에첨부하였다. 공기밀도를구하기위해 15 ~50 에서사용가능한공식을사용하였으며, 식은다음과같다. 여기서 t 는공기의섭씨온도, h 는상대습도, p 는대기압을의미한다. GUI 를 통해온도, 습도, 대기압값을입력받고, 계산을통해풍동의속도, 항력계수, 안 정성을계산하는데사용이된다. 풍동의속도를구하기위해베르누이방정식 (Bernoulli's Equation) 을통해식 을유도하여사용하였다. 압력센서 (Pressure Transducer) 를사용하여풍동수 축부에설치된정압홀로부터압력차를측정하였고, 보정을통해출력전압값을 압력으로환산할수있었다. 획득장치의전압입력폭에맞추기위해압력센서 의증폭도를조절하여 ±5V 로맞추었다. 속도측정에사용된식은다음과같 다. 여기서 은시험부의정압, 는수축부의정압, 은시험부의유속, 는수축부의유속이다. 정압의압력차에따라풍동시험부의속도가결정된다. 풍동시험에서권장되는모델의크기는풍동시험부단면적의 7% 정도이다. 하지만 7% 이내의모델만시험하게되면, 시험의범위가좁아지게되므로풍동의벽면효과를보정하여더큰모델에대하여시험하게된다. 낙하산의봉쇄율은 10% 정도였고, 이때문에벽면효과보정식을사용하였다. 보정식은앞서설명한 Maskell's Calibration을사용하였고, subroutine은아래와같다

41 그림 21 Subroutine of Blockage 그림 22 Subroutine of Speed

42 5. 시험방법 풍동시험을하기위해서는계측시스템을구축하고측정센서에대한보정이필요하다. 보정 (Calibration) 은센서의출력값과실제측정값과의상관관계를정확히조정하는절차이다. 판매되는측정센서의경우사전보정작업을거치게된다. 센서의경우선형성의특성을가지고있고, 처음사용되는센서의경우이러한특성에잘따른다. 하지만사용기간이오래되거나, 과도한하중이걸리는경우약간의오차가발생하거나, 이력현상 (Hysteresis) 이발생하게된다. 본시험에사용된센서는정압차를측정하기위한압력센서 (Pressure Transducer) 와항력계수및안정성을측정하기위한 1-Axis Load cell이다. 따라서시험에앞서측정센서의정확도를보정 (Calibration) 하였다. 압력센서 (Pressure transducer) 의보정을위해 U자형 Manometer 를사용하여보정을시행하였으며, 압력센서의보정은 5배의증폭 (Amplitude) 에서이루어졌다. 로드셀의경우총 4개의로드셀에걸쳐보정 (Calibration) 작업이이루어졌다. 로드셀의최대하중이 5Kgf임을감안해보정작업을진행하였다. 기존의 6분력피라미달밸런스 (6-Components Pyramidal Balance) 의경우는보정작업이상당히어려울뿐더러, 시간과비용이많이들기때문에, 기존에보정된정보를사용하였다. 낙하산의항력계수, 안정성, 진동에대한시험이시행되었고, Arm ratio와 Reefing condition에따라총 120 이상의경우에대해시험이진행되었다. 시험의정확도를높이기위해데이터획득시오랜시간에걸쳐많은데이터를획득하였고 Time averaging을사용하였다. 또한동일시험을여러번반복하여 Ensemble averaging을통해결과값을얻을수있었다. 시험은총 2가지타입의고정부에대해이루어졌으며, 각각의시험조건은다음의표와같다

43 낙하산종류 (Arm Ratio) 비율 실제크기 Reefing 조건 0% Full Inflation 33% Reefing 66% Reefing 100% Reefing 0% Full Inflation 33% Reefing 66% Reefing 100% Reefing 0% Full Inflation 33% Reefing 66% Reefing 100% Reefing 0% Full Inflation 33% Reefing 66% Reefing 100% Reefing 받음각 0 ~18 (2 간격 ) 0 ~18 (2 간격 ) 0 ~18 (2 간격 ) 0 ~18 (2 간격 ) 표 5 Corn type fixed-body 을사용한시험조건 낙하산종류 (Arm Ratio) 비율 실제크기 Reefing 조건 1(Full Inflation) (Full Reefing) 1(Full Inflation) (Full Reefing) 1(Full Inflation) (Full Reefing) 1(Full Inflation) (Full Reefing) 표 6 Blunt type fixed-body 을사용한시험조건

44 5. 1. 보정 (Calibration) 낙하산의풍동시험에앞서압력센서 (Pressure transducer) 의정확도및선형성을알아보기위해보정작업이이루어졌다. 본시험에사용된압력센서는차압센서로서압력센서에입력되는두가지의입력에대하여차압을구하는센서이다. 압력센서에기준이되는입력값 (Input) 을주기위해핸드펌프를사용하였다. 핸드펌프를이용하여일정한압력을차압센서와 U자형 manometer에주었으며, U자형 manometer의압력값을이용하여보정작업을하였다. 수집된데이터는최소자승법 (least square method) 를통해최적화된값을구할수있었다. 고정형지지부에총 4개의 1-Axis Load cell이사용되었으며, 시험전에모두보정되었다. 사용된 1-Axis Load cell은최대하중 5Kgf이며, 보정을위해 500g 추를이용하여 10가지경우에대해보정시험을실시하였다. 측정된데이터에대해최소자승법 (Least square method) 을사용하여보정계수를얻을수있었다. 그림 23 Flow chart of pressure calibration

45 5. 2. 시험조건및시험방법 Reefing condition 낙하산의형태변화를위해서는기준을정할수있는조건이필요하다. 원형낙하산의경우직경의둘레의한조건과슬롯 (slot) 에의해형태변화가가능하지만, 십자형낙하산의경우형태변화에있어어려움이있다. 본시험에서는십자형낙하산의크기변화에있어서는 Arm ratio를사용하였고, 형태변화를위해서는 Reefing을사용하였다. Reefing 효과를정의하기위해낙하산의공칭직경 ( ) 에대한 Reefing-line의직경비 ( ) 로정의된 Reefing-line ratio를사용하였다. 추가적인계산을통해 Reefing-line ratio을 % 로나타낼수있었으며, 더쉽게 Reefing 효과를확인할수있었다. 그림 24 Reefing-line ratio

46 공력계수측정 십자형낙하산의항력측정을위해두가지형태의고정부를사용하였다. 크기가다른두가지형태의고정부를사용함으로써전방고정부가낙하산에미치는간섭효과를확인할수있었다. 콘형고정부경우설치된 3개의로드셀의합력을낙하산의항력으로계산하였다. 유선형고정부의경우 1개의로드셀만설치가되었으므로, 로드셀의출력값을낙하산의항력값으로계산하였다. 낙하산의받음각을조절하기위해 Auto traverse를사용하였다. 낙하산의받음각을조절하는방법에는여러가지가있으나그중, 낙하산의중심에지지대를넣는방법이많이사용된다. 이방법의경우비교적적은받음각에서는측정이잘되는장점이있지만, 높은받음각에서는지지대에의한낙하산의함몰이발생하여측정이불가능하다. 본시험에앞서여러가지형태의받음각조절방법을시험해보았다. 그중 Auto traverse를이용하여낙하산의 canopy를직접조작하는방법이가장안전하다는결론을얻었다. 낙하산의수직력 (Normal force) 를얻기위해 Auto traverse에로드셀을설치하였다. 설치된로드셀에의해낙하산의 Z축힘을얻을수있었고, 계산식을통해수직력을계산할수있었다. 낙하산의수직력은안정성을판단하는데중요한결정요인이된다. 계산된수직력에의해정적안정성을판단할수있었고, 동적안정성의참고요소가되었다. 콘형지지부에설치된 3개의로드셀에의해낙하산의진동을확인할수있었다. 콘형지지부에설치된 3개의로드셀을중심축을기준으로같은거리에서로마주보고설치가되었기때문에낙하산의진동을측정할수있었다

47 6. 시험결과 풍동의벽면효과 (Blockage Effect) 낙하산의정확한공력계수를구하기위해서는실제비행시험을통한데이터획득이가장좋은방법이다. 하지만비행시험의경우비용상, 시간상많은제약이있기때문에낙하산의공력계수측정에있어서실제적으로풍동시험이가장좋은방법이다. 하지만풍동시험의경우시험모델과풍동시험부의면적에따라상관관계가발생하며, 이로인해유동간섭현상이발생하게된다. 따라서정확한데이터를얻기위해서는모델의면적에따른벽면효과보정이필요하다. 본시험의경우낙하산모델의봉쇄율은 10% 정도로벽면효과보정이필요하였다낙하산은공칭면적이넓어동압에차이가발생하고이는항력계수의변화로이어진다. 따라서 Maskell의보정식에의해동압값이보정이되었으며, 동압의보정양은낙하산의면적에따라약간다르게나타났다. 동압보정양은 8%~15% 정도였으며, 평균동압보정양은 11% 정도였다. 아래의그래프에서 Arm ratio에따른동압보정양을확인할수있다. Reefing 효과에따라낙하산의형태는변화하지만낙하산의면적은변화하지않으므로, 동압의보정양은 Arm ratio에따라일정했다

48 /10 Parachute U ncorr dynam ic pressure 2/10 parachute Corr dynam ic pressure 3 50 Pressure(Pa) R eefing Condition 그림 25 Dynamic pressure of arm ratio /10 Parachute U ncorr dynam ic pressure 3/10 parachute Corr dynam ic pressure 3 50 Pressure(Pa) R eefing Condition 그림 26 Dynamic pressure of arm ratio

49 /10 Parachute U ncorr dynam ic pressure 4/10 parachute Corr dynam ic pressure 3 50 Pressure(Pa) R eefing Condition 그림 27 Dynamic pressure of arm ratio /10 Parachute U ncorr dynam ic pressure 5/10 parachute Corr dynam ic pressure 3 50 Pressure(Pa) R eefing Condition 그림 28 Dynamic pressure of arm ratio

50 6. 2. Reefing 조건에따른항력계수 (Drag Coefficient) Corn type fixed-body 에의한항력계수 본시험에서측정하고자하는주된관심영역은 Arm Ratio에따라구분된여러가지십자형낙하산들의 Reefing-line Ratio변화에대한공력계수측정이다. 즉형태가변형된십자형낙하산에 Reefing 효과를주어그에따라변화된공력계수를얻는것이다. 동일한낙하산에대하여 Corn type fixed body와 Blunt type fixed body에장착한후시험을하였고, 각각의경우에대하여항력계수를나타내었다. Arm Ratio에따라낙하산의 Reefing-line 직경이달라져동일한 Reefing-line Ratio를줄수없었다. 따라서각각의낙하산이완전팽창 (Full Inflation) 했을때와완전 Reefing 했을때를기준으로퍼센트 (%) 를책정하여시험을진행하였다. Reefing 효과가가장잘나타나는 3/10, 4/10낙하산에대해서는여러조건에걸쳐시험을진행하였고, 항력및안정성측정을위해설치된 3개의로드셀값을더한후항력계수를구하였다. 그림 29 Corn type fixed-body 의시험모습

51 Drag Coefficient /1 0 Parachute 3/1 0 Parachute 4/1 0 Parachute 5/1 0 Parachute R eefing condition(% ) 그림 30 Corn type fixed-body 의항력계수 그림 30의결과는 Corn type fixed body에의한측정의결과이다. 그래프에서 Arm Ratio가커지면커질수록항력계수가커지는결과를볼수있다. 또한 Reefing 효과를줄수록점점항력계수가작아지는것을볼수있었다. 기존참고자료를통해십자형낙하산의항력계수범위가 0.6 ~ 0.85임을알수있었고, 본시험의결과의경우 2/10 낙하산을제외한낙하산들은같은항력계수분포를갖고있다는것을알수있었다. Reefing 효과에따라항력계수가작아지는것은낙하산의항력면적은 Reefing 효과에상관없이동일하지만, 전방물체에의해발생한유동의간섭때문에실제적으로낙하산이받는항력면적이작아지기때문이라고생각한다

52 Blunt type fixed-body 에의한항력계수 Blunt type fixed body에는 1개의로드셀이사용되었고, 이로드셀을통해낙하산의항력을측정할수있었다. Blunt type fixed body를통해측정되는항력값에가장신뢰를두었다. Corn type fixed body의경우 3개의로드셀을통해항력이측정되기때문에들어오는 noise 또한클것이라생각을했다. 6분력피라미달밸런스의경우에는낙하산의항력외에지지대 (Strut) 의항력, 지지부 (Fixed-body) 의항력이더해지기때문에결과값의신뢰성이좋지않은것을알수있었다. Reefing 조건은낙하산의모델에따라동일하게 4가지경우로나누어주었다. 각낙하산에대해 4가지경우의 Reefing 조건을만들어주었고, 총 16가지경우에대해시험을진행하였다. 그림 31 Blunt type fixed-body 의시험모습

53 Drag Coefficient /10 Parachu te 3/10 Parachu te 4/10 Parachu te 5/10 Parachu te R eefing C ondition(% ) 그림 32 Blunt type fixed-body 의항력계수 Blunt type fixed body에의한측정의결과는그림 32와같다. Arm ratio에따른항력계수의변화와 Reefing에따른항력계수의변화는 Corn type fixed body에의한결과값과유사한경향성을갖고있었다. 기존참고자료의십자형낙하산의항력계수범위인 0.6 ~ 0.85에조금더정확하게포함됨을확인할수있었다. Reefing 조건을주지않은경우모든항력계수의범위가참고자료의범위에속하였으며, Reefing 에따른효과에의해서도거의모든항력계수가범위에속하는것을알수있었다. 다음의그림에서시험모습을확인할수있다

54 그림 33 2/10 ratio 0% reefing 그림 34 2/10 ratio 33% reefing 그림 35 2/10 ratio 66% reefing 그림 36 2/10 ratio 100% reefing 그림 37 3/10 ratio 0% reefing 그림 38 3/10 ratio 33% reefing 그림 39 3/10 ratio 66% reefing 그림 40 3/10 ratio 100% reefing

55 그림 41 4/10 ratio 0% reefing 그림 42 4/10 ratio 33% reefing 그림 43 4/10 ratio 66% reefing 그림 44 4/10 ratio 100% reefing 그림 45 5/10 ratio 0% reefing 그림 46 5/10 ratio 33% reefing 그림 47 5/10 ratio 66% reefing 그림 48 5/10 ratio 100% reefing

56 Blunt body 와 Corn body 의항력계수비교 일반적으로낙하산시험의경우전방고정부에의해유동간섭이발생하여항력손실이발생하게된다. 본연구에서는전방고정부의직경에따라발생하는항력손실을알아보기위해서로다른크기의고정부를제작하였다. 참고문헌에따라전방고정부직경의 9배이상에낙하산을위치하였고, 이로인해낙하산에발생하는손실은거의발생하지않거나 5% 이하의손실이발생하여야한다고가정했다. 콘형고정부의경우직경이 60mm였고, 유선형고정부의경우직경이 40mm 였다. 고정부의직경이다르지만낙하산의고정위치는고정부로부터 594mm 떨어진곳에동일하게위치시켰다. 다음의그림 49 부터그림 52까지는전방고정부의형태에따른낙하산의공력계수를보여주고있다. Arm ratio가클수록거의같은항력계수를가졌지만, Arm ratio가작은낙하산의경우항력계수가많이차이나는것을알수있었다. 특히일부 Arm ratio 4/10 와 5/10 낙하산경우 Reefing 에따라항력계수의차이가더커지는현상도확인할수있었다. 이러한현상은낙하산전방에고정된고정부에의해유동의간섭이발생하는현상을설명해준다. 낙하산의 Arm ratio에따라항력면적이결정되므로, 항력면적이넓은 4/10, 5/10 낙하산의경우유동간섭에의한항력손실이적었지만, 항력면적이작은 2/10, 3/10 낙하산의경우유동간섭에의해많은손실이발생하였다. 또한 Reefing 효과에따라낙하산의항력면적은작아지지않지만, 자유류의흐름이들어오는면적이작아지므로, 유동간섭이커지는것을알수있었다. 특히항력면적이가장작은 0.2 낙하산의경우전방지지부에의해자유류의흐름이들어오는면적이가장작아지므로, 가장큰항력계수차이를보였다. 0.4, 0.5 낙하산의경우 Reefing 효과가없을때항력계수의크기가역전되는현상을보이고있다. 이러한현상은낙하산의항력면적이큰낙하산에서만발생되고있고, 전방지지부에의한영향으로생각된다

57 /10 P arachu te with b lu nt 2/10 P arachu te with co rn 0.7 Drag Coefficient R eefing C ondition(% ) 그림 49 2/10 Parachute 의항력비교값 Drag Coefficient /10 P arachu te with b lu nt 3/10 P arachu te with corn R eefing C ondition(% ) 그림 50 3/10 Parachute 의항력비교값

58 Drag Coefficient /10 P arachu te with b lu nt 4/10 P arachu te with co rn R eefing C ondition(% ) 그림 51 4/10 Parachute 의항력비교값 Drag Coefficient /10 P arachu te with b lu nt 5/10 P arachu te with co rn R eefing C ondition(% ) 그림 52 5/10 Parachute 의항력비교값

59 받음각에따른항력계수 낙하산의항력계수는낙하산의항력면적및다공성 (porosity) 에따라크게차이가난다. 하지만일정한조건에의해제작되어진낙하산의경우항력면적및다공성이일정하기때문에외부조건에의한항력계수의변화는거의발생하지않는다. 본시험에서는낙하산의받음각에대한항력계수를알아보았다. 낙하산의받음각을위해 Auto traverse 를사용하였고, 0 ~18 의받음각중 2 간격으로측정을하였다. 다음의그래프를통해받음각의변화와 Reefing 효과에따른항력계수를알아볼수있다. 항력계수는받음각의변화에거의변화가없었지만, 낙하산의공칭면적이작아질수록받음각에따라약간의항력변화가발생하였다. 이러한현상은낙하산의공칭면적이넓을경우높은받음각에서도많은항력을받을수있지만, 공칭면적이작을경우높은받음각에서상대적으로항력을받을수있는면적이더적어지기때문이다. 2/10 낙하산의 66% Reefing과 Full Reefing의경우낙하산의함몰이발생하였다. 낙하산의함몰에따라낙하산이실패 (fail) 하여그래프에나타낼수없었다. 넓은공칭면적을갖는 3/10, 4/10, 5/10 낙하산의경우받음각이증가하더라도낙하산내부유동에의해낙하산이실패 (fail) 하지않고지속적인항력을갖게된다. 하지만공칭면적이작은 2/10 낙하산의경우받음각이증가할때, 낙하산내부유동이외부의유동보다작아지게되어십자형낙하산의한쪽면이접히는현상이발생하였다

60 Drag Coefficient /10 Parachu te Fu ll Inflation 2 /10 Parachu te 33 Reefing 2 /10 Parachu te 66 Reefing 2 /10 Parachu te Fu ll R eefing A ngle of Attack 그림 53 2/10 Parachute drag coefficient with AOA Drag Coefficient /10 Parachu te Fu ll Inflation 3 /10 Parachu te 33 Reefing 3 /10 Parachu te 66 Reefing 3 /10 Parachu te Fu ll R eefing A ngle of Attack 그림 54 3/10 Parachute drag coefficient with AOA

61 Drag Coefficient /10 Parachute Full In flatio n 4/10 Parachute 33 R eefin g 4/10 Parachute 66 R eefin g 4/10 Parachute Full R eefin g A ngle of Attack 그림 55 4/10 Parachute drag coefficient with AOA Drag Coefficient /10 Parachu te Fu ll Inflation 5 /10 Parachu te 33 Reefing 5 /10 Parachu te 66 Reefing 5 /10 Parachu te Fu ll R eefing A ngle of Attack 그림 56 5/10 Parachute drag coefficient with AOA

62 6. 3. 안정성 (Stability) 십자형낙하산은공칭면적이넓어질수록유동이흐르지못하고낙하산안쪽에 정체되어항력이커지고방향성을갖는것을확인할수있었다. 방향성이커지기 때문에안정성을갖지만외부의유동에민감하게반응하는것을알수있었다. 받음각에따른공기역학적계수를알아보기위해낙하산의축을기준으로축력 (Tangential Force) 을기준으로항력계수를측정하였고, 수직력 (Normal Force) 를 통해안정성을확인할수있었다. 본시험에서십자형낙하산이상하좌우대칭인 점을감안해받음각은 0 ~ 18 까지 2 간격으로측정을하였다. Reefing 효과를주지않은완전팽창상태의낙하산에서는모두받음각에따라수 직력이감소하지만높은받음각에서는다시수직력이상승해안정화되는것을확 인할수있었다. Reefing 효과를준경우를보면받음각에따라수직력이상승하는 것을볼수있고, 이것으로 Reefing 으로인해정적안정성이향상되는것을확인할 수있었다. 하지만 Reefing 효과를과도하게준경우는오히려공력특성이나빠지 는것을확인할수있었고, Arm Ratio 가작은낙하산의경우함몰이발생해낙하 산이실패하는경우도발생하였다. 또한 Arm Ratio 가과도하게큰낙하산의경우 역시받음각이과도하게커진경우함몰이발생하여측정을할수없었다. 2/10 낙하산의경우 을통해정적으로안정성을가지고있는것을알 수있었다. 하지만 66% Reefing 의경우 14 이후에서는낙하산의실패 (fail) 로인해 측정을할수없어불안한특성을보였다. Full Reefing 의경우 0 이상의각도에서 는낙하산이모두실패 (fail) 하므로불안한특성을갖는것을알수있었다. 그외의 모든구간에서는안정성을확인할수있었고, 33% Reefing 과 0% Reefing(Full Inflation) 에서가장안정적인특성을보이는것을알수있었다

63 A ngle of Attack /10 Parach ute Fu ll Inflation 2 /10 Parach ute 33 Reefing 2 /10 Parach ute 66 Reefing 2 /10 Parach ute Fu ll Reefing Moment Coefficient 그림 57 Stability of 2/10 Parachute A ngle of Attack /10 Parachute Full Inflation 3/10 Parachute 33 Reefing 3/10 Parachute 66 Reefing 3/10 Parachute Full Reefing Moment Coefficient 그림 58 Stability of 3/10 Parachute

64 3/10 낙하산의경우모든경우에대해실패 (fail) 가발생하지않았고안정적인특성을확인할수있었다. 특히 33% Reefing의경우안정성이특히좋은것을확인할수있었다. 4/10 낙하산과 5/10 낙하산의경우많은부분에서안정성측정이불가능했다. 모든낙하산은자체적인진동을가지고있고, 이중십자형낙하산은진동이가장적은낙하산으로알려져있다. 하지만 Arm ratio가커짐에따라십자형낙하산의항력면적이커지고유입되는유동이흘러나가기위한 slot의크기가작아지므로낙하산내부유동에의한진동이많이발생하였다. 이것은낙하산의 Arm ratio가커짐에따라점점진동이심해지는것으로확인할수있었다. 4/10 낙하산의경우평균적으로 ±13 진동이발생하는것을그래프를통해알수있었고, Reefing 효과에의해다소진동이작아졌다. 5/10 낙하산의경우평균 ±16 의진동이발생하였으며, 이역시 Reefing에의해진동이작아지는것을확인할수있었다. A ngle of Attack Moment Coefficient /10 Parachu te Fu ll Infaltion 4 /10 Parachu te 33 Reefing 4 /10 Parachu te 66 Reefing 4 /10 Parachu te Fu ll R eefing 그림 59 Stability of 4/10 Parachute

65 A ngle of Attack Moment Coefficient /10 Parachu te Fu ll Infaltion 5 /10 Parachu te 33 Reefing 5 /10 Parachu te 66 Reefing 5 /10 Parachu te Fu ll R eefing 그림 60 Stability of 5/10 Parachute

66 그림 61 2/10, 0%Reefing, 8 그림 62 2/10, 0%Reefing, 14 그림 63 2/10, 33%Reefing, 4 그림 64 2/10, 66%Reefing, 2 그림 65 2/10, 100%Reefing,

67 그림 66 3/10, 0%Reefing, 6 그림 67 3/10, 0%Reefing, 10 그림 68 3/10, 33%Reefing, 10 그림 69 3/10, 33%Reefing, 14 그림 70 3/10, 66%Reefing, 8 그림 71 3/10, 100%Reefing,

68 그림 72 4/10, 0%Reefing, 6 그림 73 4/10, 33%Reefing, 4 그림 74 4/10, 33%Reefing, 12 그림 75 4/10, 66%Reefing, 12 그림 76 4/10, 100%Reefing, 0 그림 77 4/10, 100%Reefing,

69 그림 78 5/10, 0%Reefing, 0 그림 79 5/10, 0%Reefing, 6 그림 80 5/10, 33%Reefing, 4 그림 81 5/10, 66%Reefing, 12 그림 82 5/10, 100%Reefing,

70 6. 4. 진동 (Oscillation) Reefing 효과에따른진동의감소를알아보기위해데이터수집값을비교해보았고, 진폭의크기를통해진동정도를알수있었다. 아래의그림 83과그림 84에서보는것과같이낙하산의 Solid canopy 주위로는주기적인 Karman vortex가발생하여진동 (oscillation) 이심하게일어나게된다. 특히십자형낙하산의경우외부의유동이낙하산안쪽으로흘러들어오기쉬워 vortex의영향을많이받게된다. 본시험에서는십자형낙하산이 Reefing 효과에따라 Separation Edge가형성이되어낙하산의진동이줄어드는것을확인할수있었다. 그림 83 Moment caused by Side force 그림 84 Separation edge caused by Reefing

71 Reefing 효과가없는경우 Karman vortex에의해 side force가발생하고, 낙하산의모멘트가발생하게된다. 이러한모멘트는낙하산의진동을유발하게된다. 하지만 Reefing 효과에따라 separation egde가생기게되고 Karman vortex가작은 vortex로나뉘게된다. 따라서 side force가없어지게되고, 낙하산의진동을유발하는모멘트도사라지게된다. 그림 85에서진동의정도에따른진폭의변화를확인할수있다. Reefing 효과가주어지지않은 Full Inflation 의경우진동이심한것을확인할수있었고 Reefing 효과가주어짐에따라진동이감소하는것을알수있었다. 하지만 Arm Ratio가가장작은 2/10 낙하산의경우 Full Reefing을주었을때, 캐노피의변형이일어나고진동이오히려심해지는현상을보였다. 십자형낙하산의경우주어진 Arm Ratio에서 Reefing에따라다공도 (porosity) 가다르게되는데 2/10낙하산의경우 Full reefing시에 Reefing 직경에따른면적보다낙하산측면의다공도가커짐으로외부의유동에의한간섭을많이받기때문이라생각된다. 그림 85 Oscillation of cruciform parachute

72 7. 결론 기본십자형낙하산의경우항력특성이좋고그외여러가지장점을가지고있지만, 안정성의부족으로인해여러분야에사용되지못하였다. 본시험에서는 Reefing을통해십자형낙하산을변형시키고자하였고, 부가적으로 Reefing 효과에따라낙하산의안정성을향상시키고자하였다. 이러한안정성의향상은기존십자형낙하산의사용범위를넓힐것으로예상한다. 또한 Reefing에따라진동역시감소하여대인용낙하산으로서의가능성도확인하였다. 십자형낙하산의 Arm Ratio에따른공력특성의변화와 Reefing 효과에의한공력특성의변화에대해다음과같은결론을얻었다. 1. Arm Ratio 의변화와 Reefing line 의변화에따라항력계수의변화를확인하였 다. 항력계수의값은기존시험결과값과일치하였다. 2. 받음각의변화에따라안정성을확인할수있었으며, Reefing 효과에따라안정성이좋아지는것을확인할수있었다. 과도한 Reefing 효과는항력계수의감소와안정성의감소를가져오는것을알수있었으며, 낙하산실패의원인이됨을알수있었다. 3. 십자형낙하산의 reefing 효과에대해서는기존문헌에서알수없었으며, 본논 문을통해기존문헌에없는시험데이터를얻을수있었다. 4. 십자형낙하산의 Reefing 효과고려서낙하산의항력은감소하지만, 안정성및진동이좋아지는것을확인할수있었다. Arm ratio 3/10 에 33% Reefing 형태와 Arm ratio 4/10 에 33% Reefing 형태가항력및안정성에서우수한모델이라는결과를얻을수있었다

73 더욱좋은성능의십자형낙하산을개발하기위해서는다음의연구가이루어져 야할것이라생각한다. 1. Reefing 효과에대한결과를토대로낙하산의안정성이다공도 (Porosity) 에관계 가있음을알수있었고, 향후추가적인연구가필요할것으로기대한다. 2. Reefing 효과에의해향상되는낙하산의전개력에관한연구가필요할것으로 기대한다

74 8. 참고문헌 (1) 김홍만, 구본준, 채한길, 이동호 ;, 낙하산의공력특성에관한풍동실험연 구, 한국항공우주학회지, 1993 (2) 김남균, 조옥찬, 고준수 ;, 낙하산에의한비행기의스핀회복에관한풍동실 험연구 ; 한국항공우주학회지, 1994 (3) 오세윤, 김찬기, 박금룡, 현재수 ;, 감속낙하산 Reefing 효과에관한실험적 연구, 한국항공우주학회지, 2001 (4) 오세윤, 김찬기, 이종건, 안승기 ;, 낙하산캐노피전개특성에관한실험적연 구, 한국항공우주학회지, 2001 (5) J. Potvin, J. Papke, E. Brighton, T. Hawthorn and G. Peek; "Glide Performance Study of Standard and Hybrid Cruciform Parachutes";AIAA th AIAA Aerodynamics Decelerator Systems Technology Conference and Seminar May 2003, Monterey, California (6) Knackle, T.W., "Parachute Recovery Systems Design Manual", Para Publishing, Santa Barbara CA, 1992 (7) J. Potvin, L. Esteve, "Wind Tunnel Study of Cruciform Parachutes Folded in Various Configuration", AIAA

75 (8) Maskell, E. C.; "A Theory of the Blockage Effects on Bluff Bodies and Stalled Wings in a Closed wind Tunnel". Unpublished Royal Aircraft Establishment, Report Aero. 2685; November 1963 (9) Macha, J. M. and Buffington, R. J.; "Wall Interference Corrections for Parachutes in a Closed Wind Tunnel", AIAA ; 10th AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference, Cocoa Beach, FL,

76 감사의글 약관의나이에청운의꿈을품고들어온대학생활을이제마감하려합니다. 대학에서의 10년을돌이켜보면, 참많은것을배웠다는생각이듭니다. 부모님을공경하는효 ( 孝 ) 를배웠고, 친구간의우정 ( 友情 ) 을배웠고, 스승님에게학문 ( 學文 ) 뿐만아니라인성 ( 人性 ) 을배웠습니다. 또한제자신에대해알아보고부족한점을개선할수있었던시간이었습니다. 어려운학문에뜻을두고자했을때, 곁에서격려해주시고기도해주셨던부모님과가족들에게정말감사합니다. 또언제나좋은말씀과격려를해주셨고, 많은배움의기회를주신지도교수김범수교수님께감사를드립니다. 그외에도공기역학학문의여러가지부분에대해가르침을주신이승수교수님, 실험에대해많은조언을해주셨던지금은학장이신박춘배교수님그외에도항공과의훌륭한교수님들께감사의말씀을드립니다. 그리고공기역학실험실리더이자친구인일용, 같은동기이지만형 아우처럼지낸관중, 민석, 종윤, 어려움을함께겪고이겨낸현정, 정연, 언제나열심히노력하는인근, 지금은아쉽지만다른길을가고있는승원, 새로식구가된동훈, 병권에게고맙다는말을하고싶습니다. 지금은졸업하고사회생활을하고있는병규형, 주창이형, 세현이형그외각실험실친구및항공과선후배들에게도고맙다는말은전합니다. 그리고마지막으로언제나제옆자리를지켜준여자친구에게도이자리를빌려고맙다고말하고싶습니다. 대학에서얻은값진교훈들, 친구들과지식을바탕으로제가아는모든사람들이이사회의주역이되었으면합니다. 또한잠깐스친인연일수있겠지만, 같은인하인 ( 仁何人 ) 으로써즐거움과어려움을함께나누는선후배가되었으면좋겠습니다. 이제사회의구성원으로써학교의이름을높일수있도록열심히노력하겠습니다. 다시한번모든분들께감사의말씀을전합니다