224 韓國航空宇宙學會誌 技術論文 J. of The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences 43(3), 224-231(2015) DOI:http://dx.doi.org/10.5139/JKSAS.2015.43.3.224 ISSN 1225-1348(print), 2287-6871(online) 람다날개형상의옆미끄럼각효과에대한실험적연구 심호준 *, 박승오 *, 오세윤 ** An Experiment Study on Sideslip Angle Effect of Lambda Wing Configuration HoJoon Shim*, Seung-O Park* and Se-Yoon Oh** Korea Advanced Institute of Science and Technology*, Agency for Defense Development** ABSTRACT An experimental study on aerodynamic coefficients of a lambda wing configuration was performed at the low speed wind tunnel of Agency for Defense Development. The main purpose of this study was to investigate the effects of sideslip angle on various aerodynamic coefficients. In the case of 0 sideslip angle, nose-up pitching moment rapidly increases at a specific angle of attack. This unstable pitching moment characteristic is referred to as pitch break or pitch up. As the sideslip angle increases, the pitch break is found to be generated at a higher angle of attack. Rolling moment is found to show similar behavior pattern to pitch break style with angle of attack at non-zero sideslip angles. This trend gets severer at greater sideslip angles. Yawing moment also shows substantial variation of the slope and the unstable directional stability with sideslip angles at higher angles of attack. These characteristics of the three moments clearly implies the difficulty of the flight control which requires efficient control augmentation system. 초 록 람다날개형상의공력계수에대한실험적연구를국방과학연구소의중형아음속풍동에서수행하였다. 본연구의주목적은옆미끄럼각의변화에따라다양한공력계수가어떻게변화하는지를조사하는것이다. 옆미끄럼각이 0 인경우, 피칭모멘트가급격히불안정해지는현상을확인하였으며, 옆미끄럼각이증가함에따라 pitch break 현상이더높은받음각에서발생하는것을확인하였다. 롤링모멘트는옆미끄럼각이있는경우 pitch break 와유사한특성을보여준다. 이런경향은옆미끄럼각이증가할수록더심하게나타났다. 요잉모멘트는높은받음각에서옆미끄럼각에따라기울기가크게변화하였고불안정한방향안정성이뚜렷이나타났다. 모멘트의이런특성들은비행제어를위해서는보다효과적인조종성증가장치가필수적이란것을의미하고있다. Key Words : UCAV( 무인전투기 ), Tailless( 무미익 ), Wind Tunnel Testing( 풍동실험 ), Pitching Moment( 피칭모멘트 ), Pitch Break( 피칭모멘트불안정성 ), Sideslip Angle( 옆미끄럼각 ) Received : November 11, 2014 Revised : January 29, 2015 Accepted : February 6, 2015 ** Corresponding author, E-mail : syoh@add.re.kr
第 43 卷第 3 號, 2015. 3. 람다날개형상의옆미끄럼각효과에대한실험적연구 225 Ⅰ. 서론 무인전투기 (UCAV, Unmanned Combat Aerial Vehicle) 는무인항공기의한영역으로서기존의정찰 / 감시임무뿐만아니라전투임무수행까지가능한최첨단무인항공기시스템이며 [1,2], 대표적인형상으로는람다날개 (lambda wing) 형태의 UCAV 1303[3-6] 이있다. 큰앞전후퇴각 (leading edge sweep angle) 을가진삼각형날개 (delta wing), 람다날개등은앞전와류 (leading edge vortex) 가생성되며이로인해날개윗면에서복잡한유동구조를가진다. 이런삼각형날개와람다날개의앞전와류구조에영향을미치는요소는받음각 (angle of attack, α, AOA), 앞전형상, 앞전후퇴각, 날개두께, 그리고레이놀즈수 (Reynolds number) 등이있다 [7]. 앞전와류구조는당연히옆미끄럼각 (sideslip angle, β, AOS) 에의해서도크게변화된다. 옆미끄럼각이있는경우날개좌우의앞전와류가비대칭적으로생성되며, 이로인해더욱복잡한유동특성을보인다. Yayla 등은 40 앞전후퇴각을가진다이아몬드날개 (diamond wing) 를옆미끄럼각 0 ~ 15 범위에서유동가시화실험을수행하였으며, 앞전와류의생성과와류붕괴 (vortex breakdown) 위치에대해연구하였다 [7]. Yayla 등의결과에서 0 의옆미끄럼각에서는좌우날개의앞전와류가대칭으로관측되었지만, 4 이상의옆미끄럼각에서는와류붕괴가바람이가려지는면 (leeward side) 에서는뒷전방향으로이동하며, 바람을맞는면 (windward side) 에서는앞전으로이동하는것을보였다 [7]. Sohn 등은 LEX(leading edge extension) 를가진삼각형날개에서다양한받음각과옆미끄럼각조건에서흐름가시화실험을수행하였으며, 옆미끄럼각은좌우날개의앞전와류구조에상당한영향을미치는것을보였다 [8]. 또한 Sohn 등은옆미끄럼각조건에서앞전와류의비대칭적인생성과붕괴는롤링모멘트의급격한변화를가져올수있음을보였다 [9,10]. Verhaagen 등은 76 앞전후퇴각을가진삼각형날개의유동가시화, 표면압력분포, 그리고공력계수를측정하여, 옆미끄럼각이증가함에따라수직력 (normal force) 이감소하고롤링모멘트 (rolling moment) 가증가하는것을보였다 [11]. UCAV 1303과같은람다날개는옆미끄럼각이없는조건에서도받음각이증가하면날개안쪽에서시작한유동박리로인해날개바깥쪽이유동박리영역에들어가면서피칭모멘트 (pitching moment) 가급격히증가하는현상이나타나며, 이런현상을 'pitch up 혹은 pitch break( 피칭모멘트불안정성 )' 라부른다 [3]. 이처럼람다날개는정적으로불안정한세로안정성 (longitudinal stability) 을보이지만, 람다날개에대한기존연구들은주로옆미끄럼각이없는조건에서수행되었다 [2-6]. 심호준등은최근에옆미끄럼각이없는경우의람다날개공력특성에대한풍동실험을수행하였으며, 특정받음각에서피칭모멘트가급격히증가하는 pitch break 현상이나타나는것을확인하였다 [12]. 본연구는이연구의후속적인실험적연구로서, 옆미끄럼각에따른공력데이터를풍동실험으로측정하여, 세로 / 방향정안정성에대해옆미끄럼각의영향을파악하고자하였다. 2.1 실험장치 Ⅱ. 실험장치및방법 본실험은수축비 9.0 의폐회로단일순환식풍동인국방과학연구소의중형아음속풍동에서수행되었다. 시험부의제원은폭 3.0 m, 높이 2.25 m, 길이 8.75 m 이며, 최저풍속은 10 m/s, 최고풍속은 110 m/s 이다. 풍동내부흐름의난류강도 (turbulence intensity) 는시험부중심에서 0.08% 이하이며, 흐름각 (a) Test setup (b) Axis definition Fig. 1. Test setup and axis of a lambda wing model
226 심호준 박승오 오세윤韓國航空宇宙學會誌 (flow angularity) 의변화는 0.1 이내이다 [2]. 실험모형에작용하는힘과모멘트측정을위해 6 분력내장형저울 (6 components internal balance) 과후방지지봉 (rear sting) 을사용하였다. 6분력내장저울의수직력의최대측정범위는 3560 N 이며, 축력 (axial force) 의최대측정범위는 556 N이다. 최대하중작용시, 수직력의측정표준편차는 0.0148%, 축력의경우 0.0541% 이다. 실험모형의받음각변화를위해초승달형지지시스템 (crescent support system) 이, 옆미끄럼각변화를위해회전반 (turn table) 이사용되었다. Figure 1에서시험부에설치된실험모형과관련실험장치의구성도와축정의를보여주고있다. 본실험에서받음각범위는 -3 ~ 25 이며, 1 간격으로변화시켰다. 그리고실험풍속은먼저운용가능한시험부풍속의범위를결정하여, 옆미끄럼각을 0 로고정한상태에서풍속변화에따른레이놀즈수효과를확인한후결정하였다. 옆미끄럼각효과를확인하기위해결정된실험풍속에서옆미끄럼각과받음각을변화시켜가며공력계수를측정하였다. 옆미끄럼각범위는 -20 ~ 0 이며 2 간격으로변화시켰으며, 고정된옆미끄럼각에서받음각을변화시켜가면서 6분력을측정하였다 (pitch-pause mode)[13]. 2.2 실험모형 본실험에사용된모형은람다날개형태의무미익 (tailless) 비행체로 UCAV 1303[3-6] 의외부형상을기초로하여자체적으로구현한형상이며, 동체에서도양력을발생할수있도록하는 BWB(blended-wing-body) 형태이다. Fig. 2 에실험모형의삼면도를나타내었다. 과거의 UCAV 1303 연구에서사용된익형 (airfoil) 은대칭익형이었지만 [3], 본연구에서는 NACA 64A210 익형 [14] 을적용하였다. 실험모형의전체날개길이 (wing span) 는 1000 mm 이며, 동체중심선의길이는 590.5 mm 이다. 기준면적 (reference area) 은 0.259 m 2 이며, 아래식 (1) 로계산된평균공력시위 (mean aerodynamic chord, MAC) 는 352.2 mm 이다. 앞전후퇴각은 47 이며, 날개의비틀림각 (twist angle) 은적용되지않았다. Table 1 에실험모형에대한세부제원을나타내었다. 실험모형은가공정밀도를위해알루미늄으로제작하였으며, 가공후 3 차원측정을통해정밀도검증을수행하였다. (1) Top View Side View Front View Fig. 2. Three-view of lambda wing model Table 1. Estimated unc ertainties Coeffic ient U nc ertainties C D (drag) 0.0330 ±0.0006 C Y (side force) 0.0163 ±0.0005 C L (lift) 0.3413 ±0.0013 C l (rolling moment) 0.0063 ±0.0001 C m (pitc hing moment) 0.0 15 5 ±0.0 0 0 2 C n (yawing moment) 0.0069 ±0.0001 AO A (deg.) 5.16 ±0.04 AO S (deg.) 4.9 8 ±0.11 Table 2. D etails of test model Wing span (b) 1,000 mm Body center line 5 9 0.5 mm Referenc e area (S) 0.259 m 2 MAC ( ) 352.2 mm L eading edge sweep angle 4 7 M oment Referenc e 301.1 mm Point (MRP) (from apex) Airfoil NACA 64A210 Twist Angle 0 2.3 자료처리및불확도분석 본실험에서는정적공력계수측정을위해모든실험점에서 10 Hz 의속도로 5 초동안획득한데이터를평균하여처리하였다. 실험으로획득한데이터는실제비행체에는존재하지않는지지부와벽면등으로인한영향이포함되어있으며, 이런영향을제거하기위해서는별도의보정과정을수행해야한다 [2,13]. 일반적으로봉쇄보정계수는모형의앞면면적에의한영향 (solid
第 43 卷第 3 號, 2015. 3. 람다날개형상의옆미끄럼각효과에대한실험적연구 227 blockage) 과후류 (wake) 그리고박리 (separation) 에의한요인 3 가지로구분할수있다 [2]. 받음각과옆미끄럼각에따라데이터를획득한후, 벽면효과및지지대영향에대해보정작업을수행하였다. 보정이완료된실험결과에대한불확도 [15] 분석을수행하였으며, 아래 Table 2 에는풍속이 50 m/s 인특정의실험경우에대해힘과모멘트의무차원계수에대한불확도분석결과가제시되어있다. Ⅲ. 실험결과와고찰 3.1 레이놀즈수효과 본연구에서는내장저울에작용하는하중을고려하여운용가능한최대풍속을 70 m/s 로결정하였다. 레이놀즈수 (Re. No) 효과는옆미끄럼각 0 조건에서시험부속도를 20 m/s ~ 70 m/s 까지 10 m/s 간격으로변화시켜가면서확인하였다. 평균공력시위를기준으로한레이놀즈수범위는 5.05 10 5 ~ 1.71 10 6 이다. 시험부속도 70 m/s 조건에서는실험모형진동으로인해받음각 22 까지만실험을수행하였다. Figure 3 에레이놀즈수에따른양력계수변화를나타내었다. 레이놀즈수가증가할수록최대양력계수가높게나타나고있으며, 레이놀즈수 7.29 10 5 조건 (30 m/s) 에서최대양력계수는 21.7 에서 0.835 이며, 레이놀즈수 1.25 10 6 조건 (50 m/s) 에서최대양력계수는 22.1 에서 0.856 으로나타난다. 무받음각 (zero lift angle of attack) 은 NACA 64A210 익형의실험결과 [14] 와 비슷한약 1.75 로나타난다. Figure 4 는레이놀즈수에따른피칭모멘트계수를보여준다. Fig. 4 는특정받음각에서피칭모멘트의급격한증가 (pitch break) 를보여주고있으며, 이런현상은날개바깥쪽영역이유동박리로인해양력손실이발생하여생기는현상이다. Figure 4 에서레이놀즈수가 1.01 10 6 (40 m/s) 보다높은경우, pitch break 는받음각약 4.3 이후에서나타나며, 18 받음각이후다시정적으로안정해지는것을확인할수있다. 그러나레이놀즈수가 1.01 10 6 보다낮은경우, pitch break 는더낮은받음각 ( 약 3.2 ) 에서발생하는것을확인하였다. 즉, 낮은레이놀즈수조건에서는 pitch break 가발생하는받음각이다소감소하는것을알수있다. Fig. 4. P itc hing moment c oeffic ient versus angle of attac k Fig. 3. L ift c oeffic ient versus angle of attac k Fig. 5. Drag coeffic ient versus angle of attack
228 심호준 박승오 오세윤韓國航空宇宙學會誌 Fig. 6. M inimum drag c oeffic ient versus Rey nolds number Figure 5 는레이놀즈수에따른항력계수 (drag coefficient) 변화를보여주고있으며, 레이놀즈수가증가할수록항력계수가감소하는레이놀즈수효과를확인할수있다. Figure 6 은레이놀즈수변화에따른최소항력계수 (minimum drag coefficient, C D,min) 를보여주고있으며, 5.05 10 5 조건 (20 m/s) 에서최소항력은 0.0089 이며, 1.25 10 6 (50 m/s) 에서 0.0062 로감소한다. 1.25 10 6 이상의레이놀즈수에서최소항력이수렴하는경향을보이고있다. 따라서최소항력결과와모형진동의정도를고려하여옆미끄럼각효과를확인하기위한실험풍속을 50 m/s 로결정하였다. Fig. 7. L ift c oeffic ients versus sideslip angles 3.2 옆미끄럼각효과 옆미끄럼각범위는 -20 ~ 0 범위이며 2 간격으로실험을수행하였다. 옆미끄럼각을고정한후, 받음각을변경시켜가면서공력계수를측정하였으며, 실험결과는모멘트기준점을기준한안정축 (stability axis) 으로변환하여나타내었다. Figure 7, 8은각각옆미끄럼각변화에따른양력계수와항력계수를보여주고있으며, 옆미끄럼각이증가함에따라동일받음각에서양력계수와항력계수가약간감소하는경향을보여준다 [11]. Figure 9는옆미끄럼각변화에따른피칭모멘트계수의변화를보여주고있다. 양력과항력계수에서는옆미끄럼각효과가크지않지만, 피칭모멘트계수에서는옆미끄럼각효과가크게나타나는것을알수있다. Fig. 9에서옆미끄럼각이 -10 ~ 0 인경우, 피칭모멘트불안정성은받음각 4.3 이후에서나타난다. 그러나옆미끄럼각이 -16 보다작은경우, 피칭모멘트는받음각 9.5 이후에급격하게증가하고있다. 따라서옆미끄럼각은피칭모멘트와 pitch break 현상에큰영향을주는것을알수있다. Fig. 8. Drag c oeffic ients versus sideslip angles Fig. 9. P itc hing moment c oeffic ients versus sideslip angles
第 43 卷第 3 號, 2015. 3. 람다날개형상의옆미끄럼각효과에대한실험적연구 229 조건에서는롤링모멘트의급격한변화를확인할수있다 [9,10]. Figure 9~11 은람다날개형상의받음각과옆미끄럼각변화에따른비선형적인모멘트특성을명확하게보여주고있으며, 이런특성은날개좌우의유동구조와앞전와류생성및붕괴의비대칭으로인해발생한다 [7-11,16,17]. 3.3 정적안정성 Fig. 10. Y awing moment c oeffic ients versus sideslip angles Figure 12는실험모형의 -20 와 0 옆미끄럼각조건에서의 dc m/dc L 그래프를보여주고있다. dc m/dc L < 0인경우, 항공기는정적으로안정한경향을보인다고판단한다 [2,16]. Figure 12에서확인할수있듯이, 0 옆미끄럼각조건에서는 0.33 양력계수 ( 받음각 4.3 ) 이후불안정한특성을보이고있다. 그리고 -20 옆미끄럼각조건에서는 0.49 양력계수 ( 받음각 8.5 ) 이후에서불안정한경향을보여준다. (2) 이런정적으로불안정한특성은수평꼬리날개가없는항공기나큰앞전후퇴각을가진항공 Fig. 11. Rolling moment c oeffic ients versus sideslip angles Figure 10은다양한옆미끄럼각조건에서요잉모멘트 (yawing moment) 변화를보여주고있다. 요잉모멘트는 10 이내의받음각에서는옆미끄럼각이증가함에따라다소증가하는결과를보여주고있지만, 10 이상의높은받음각에서는옆미끄럼각이증가함에따라요잉모멘트계수가급격하게변화하는경향을보여준다. 이런요잉모멘트가급격히변화하는특성은요잉모멘트제어를어렵게하는요인으로작용할것이다. Figure 11은옆미끄럼각에따른롤링모멘트변화를보여주고있다. 롤링모멘트또한옆미끄럼각에강하게영향을받는것을확인할수있다. 옆미끄럼각이증가함에따라, 받음각 10 까지는롤링모멘트가지속적으로증가한다 [11]. 그러나 10 이후의받음각에서는롤링모멘트가감소하는경향을보여주고있으며, 옆미끄럼각이큰 Fig. 12. P itc hing moment c oeffic ient versus lift c oeffic ient Table 3. Variation of aerody namic c enter 구간 a.c ( ) 1 0.000 0.415 2 0.061 0.354 3 0.016 0.399 4 0.115 0.300
230 심호준 박승오 오세윤韓國航空宇宙學會誌 stability) 의정적불안정을나타내며 [18], 수직꼬리날개가없는항공기의특성이다 [19]. 받음각이증가할수록요잉모멘트기울기는음의방향으로증가하며, 높은받음각에서요잉모멘트제어는더욱어려워짐을알수있다. Ⅳ. 결론 Fig. 13. Y awing moment c oeffic ient versus sideslip angle 기에볼수있는일반적인특징이다 [2,3]. Figure 12의결과에서양력계수가증가할수록 dc m/dc L 이구간별로다르게나타남을알수있으며, 0 옆미끄럼각조건에서기울기구간은크게 4부분으로세분화할수있다. 1번구간의기울기는거의 0에가까우며, 2번구간의기울기는 0.061, 3번구간의기울기는 0.016, 그리고 4 번구간의기울기는 0.115로나타난다. 각구간에대한공력중심 (aerodynamic center, a.c) 평균결과를계산하였다. 공력중심은식 (2) 로나타낼수있으며, Table 3에구간별공력중심을나타내었다. 본연구에서모멘트기준점 (MRP) 은 Table 1에나타나듯이 apex point로부터 301.1 mm 지점이며, 평균공력시위의 41.5% 지점에위치하며, 무게중심 (center of gravity) 은평균공력시위의 42.7% 지점에위치하고있다. Table 3을통해공력중심이받음각이증가함에따라항공기의전방으로이동함을확인할수있다. 무게중심과공력중심은항공기의정적여유 (static margin) 를결정하는변수이며, 이런정적여유는무게중심이공력중심보다전방에위치하여야세로정안정성을확보할수있다. 그러나본연구에서의공력중심은받음각이증가함에따라전방으로이동하며, 세로방향으로불안정해지는특성을보이고있다 (Fig. 12 and Table 3). Figure 13은요잉모멘트와옆미끄럼각에따른기울기를보여준다. α 0 조건에서는옆미끄럼각변화에따른기울기 (dc n/dβ) 가거의 0으로나타난다. 그러나받음각이증가할수록기울기가음 (-) 의방향으로증가한다. dc n/dβ의기울기가 0보다작은경우방향안정성 (static directional 람다날개형상항공기에대한풍동실험을수행하였으며, 받음각과옆미끄럼각에따른공력계수를확인하였다. 옆미끄럼각이없는상태에서는약 4.0 받음각이후에급격한피칭모멘트불안정성 (pitch break) 이나타나며, pitch break가시작된이후세로방향정적불안정을확인하였다. 그리고옆미끄럼각이증가할수록 pitch break 는높은받음각에서나타남을알수있었다. 옆미끄럼각에따른롤링모멘트는높은받음각에서 pitch break 현상과유사한특성을나타낸다. 요잉모멘트는높은받음각에서기울기가급격히증가하며, 불안정한방향안정성을나타낸다. 실험모형과같은형상의람다날개는정적안정성이아주나쁘며, 정적안정성확보를위해서는효과적인조종성증가장치 (control augmentation system) 가필수적이다. 후 기 본연구는국방과학연구소의 풍동실험최적실험계획및모델링기술 (Optimal Experimental Design and Modeling Techniques for Wind Tunnel Testing) 사업수행결과의일부이며, 지원에감사드립니다. Referenc es 1) Lee, K. T., UCAV development trend and advance prospect. The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences Magazine, Vol. 3, No. 2, 2009, pp. 73-89. 2) Oh, S. Y., Kim, S. H., Ahn, S. K., Cho, C. Y., and Lee, J. G., "An experimental study on the aerodynamic characteristics of a stealth configuration", Journal of The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 36, No. 10, 2008, pp. 962-968. 3) Stephen C. McParlin, Robin J. Bruce, Anthony G. Hepworth and Andrew J. Rae,
第 43 卷第 3 號, 2015. 3. 람다날개형상의옆미끄럼각효과에대한실험적연구 231 Low speed wind tunnel test on the 1303 UCAV concept., 24th Applied Aerodynamic Conference, AIAA paper 2006-2985. 4) Kristian Petterson, Low speed aerodynamic and flowfield characteristics of a UCAV. 24th Applied Aerodynamic Conference, AIAA paper 2006-2986. 5) Arthur, M. T., and Petterson, K., A computational study of the low speed flow over the 1303 UCAV. 25th Applied Aerodynamic Conference, AIAA paper 2007-4568. 6) Chung, J. J., and Ghee, T., Numerical investigation of UCAV 1303 configuration with and without simple deployable vortex flap. 24th Applied Aerodynamic Conference, AIAA paper 2006-2989. 7) Yayla, S., Canpolat, C., Sahin, B., and Akilli, H., "Yaw angle effect on flow structure over the nonslender diamond wind", AIAA Journal, Vol. 48, No. 10, 2010, pp. 2457-2461. 8) Sohn, M. H., Lee, K. Y., and Chand, J. W., "Vortex flow visualization of a yawed delta wing with leading edge extension", Journal of Aircraft, Vol. 41, No. 2, 2004, pp. 231-237. 9) Sohn, M. H., Lee, K. Y., and Baek, S. W., Effects of sideslip on the vortex flow over a delta wing, The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 30, No. 1, 2002, pp.1-8. 10) Lee, K. Y., and Sohn, M. H., Vortex characteristics of delta wing at large sideslip and high incidence angle, The Korean Society For Aeronautical and Space Sciences conference, 2002, pp. 44-49. 11) Verhaagen, N. G., and Naarding, S. H. J., "Experimental and numerical investigation of vortex flow over a sideslipping delta wing", Journal of Aircraft, Vol. 26, No. 11, 1989, pp. 971-978. 12) Shim, H. J., Park, S. O., and Oh, S. Y., An experimental study on aerodynamic coefficients of a tailless BWB UCAV, The Korean Society For Aeronautical and Space Sciences conference, 2013, pp. 110-113 13) Barlow, J. B., Rae, W. H., and Pope, A., Low-speed wind tunnel testing, 3 rd ed., John Wiley & Sons, New York, 1999 14) Ira H. Abbott and Albert E. von Doenhoff, Theory of wing sections, Dover Publications, New York, 1958, pp. 124~136 15) AIAA, Assessment of experimental uncertainty with application to wind tunnel testing, AIAA Standard, AIAA S-017A-1999, 1999. 16) Canpolat, C., Yayla, S., Sahin, B., and Akilli, H., Observation of the vortical flow over a yawed delta wing, Journal of Aerospace Engineering, Vol. 25, 2012, pp. 613-626 17) Shim, H. J., Park, S. O., Low-speed wind-tunnel test results of a BWB-UCAV model, Pocedia Engineering, Vol. 67, 2013, pp. 50-58 18) Nelson, R. C., Flight stability and automatic control, 2 nd ed., McGraw-Hill, Singapore, 1998 19) Kim, J. B., Jang, Y. I., Kwon, K. B., A wind tunnel study on the static stability characteristics of light sport aircraft, Journal of The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 40, No. 8, 2012, pp.711-717.