무인항공기설계

목차

1. 설계 목적

2. 실습자재

3. 제작 시 주의사항

4. 제작공정 (동체-주익-미익)

5. 이론 배경

6. 무게중심 및 자세 안정성

7. 비행 실험 결과

8. 보완 사항

9. 실험 후기

본문내용

. 또한 기체가 가벼울 수록 외란에 의한 영향을 많이 받게 된다.
Weight : 비행기의 제작시 가장 고려되어야 할 사항중 하나로 가벼울수록 한정된 추력으로 효율적인 비행이 가능 하므로 가능한한 가볍게 만들어야 한다.
무게중심 : 비행동역학적인 측면에서 공력중심이 무게 중심의 앞에 오도록 설계가 이루어 져야 종방향 안정성이 확보 될 수 있고, 그 위치는 날개 단면의 1/4 위치에 오도록 한다.
상반각 : 비행동역학적인 측면에서 횡운동중에 더치롤 모드의 특성을 개선하기 위하여 상반각을 주게 되면 횡안정성이 증대 돼어 약간의 외란에도 다시 복귀 하려는 경향이 생긴다.
좌우 대칭및 추력선 : 기체가 가볍기 때문에 매우 예민하게 되므로 좌우 대칭에 특히 신경을 써야 하며 모터의 결합시 추력선이 비뚤어 지지 않도록 유의해야 한다.
받음각 : 이렇게 공기의 에너지 때문에 판이 수직 상방으로 들려지는 힘을 양력(Lift))이라고 하고, 판을 뒤로 미는 것과 같이 후방으로 작용하는 힘을 항력(Drag)이라고 부른다.이 경우 판이 무게에 의해서 아래 방향으로 떨어지려는 힘이 작용하게 되는데, 이 힘은 중력이라고 부른다. 그래서 이 중력은 수직 위로 들어올리려고 하는 양력과 반대되는 힘으로서 작용하게 된다. 그리고 판이 항력에 의해 뒤로 밀리지 않게 전진방향으로 잡아주는 힘도 판에 작용하게 되는데 이 힘을 추력(Thrust)이라고 하고, 역시 항력과 반대되는 역할을 하게 된다. 판을 약간 기울이면 이렇게 4가지 힘이 종합적으로 발생하게 되는 것이다.이 경우 받음각은 바람의 방향에 대해서 기울인 판의 각도를 말한다. 아랫쪽 그림에서 보면 평행으로 불어오는 바람의 방향에 대해서 약 30도 정도 판을 기울인 모습이므로 이 판의 받음각은 30도라고 말할 수 있다. 주의할 것은 받음각은 항공기와 지평선 사이의 각이 아니라, 항공기 주날개의 시위선(Chord Line)과 상대풍(Relative wind) 사이의 각을 말하는 것이란 점이다.
6. 무게중심 및 자세 안정성
(가)무게중심 측정
(나)비행체의 자세 안정성 확인
(다)비행체의 방향성 확인
(가) 완성 후 손가락으로 비행기를 들어보아 무게중심의 위치를 대략 파악하여본다.(초기 설계와의 오차요인을 분석하고 대안을 세운다.)
(나) 충전하기 전 앉은키 높이에서 밀어주듯이 글라이딩을 시켜 자세 안정성을 확인한다.
A : 무게중심이 너무 앞쪽에 위치.
B : 무게중심이 너무 뒤쪽에 위치.
C : 완만하게 미끄러지며 하강할 경우 밸련스가 좋은 상태이며 이때 완충하여 비행시 C와 같은 궤적을 그린다.
(다) 좌우 방향성 확인을 위해 글라이딩 하기 전, 전체적인 형상의 뒤틀림이 없는지 확인한다. (상반각, 등) 형상 밸런스에 이상이 없을 경우 러더 조종면을 손가락으로 아주 적은 양을 눌러주어 트림을 잡는다.
항공기 제작후 테스트 한 결과 B의 형태롤 비행을 하였다. 이에 압정핀을 동체앞에 꽂아 무게중심을 맞춰주고 다시 테스트한 결과 C의 형태로 비행을 하였다. 좌우로 요잉현상은 날리는 자세나 날리는 방법에 따라 그때마다 달라짐을 알수 있다.
※ 비행 시 주의사항
* 충전은 새 배터리의 경우 7초, 20회 이상의 비행 후에는10초를 유지한다. (과충전 시 부품의 손상이 발생.)
* 배터리가 4.2V 이하로 떨어진 경우 교체한다.
* 글라이딩 시험에서와 다른 비행특성을 보일 경우, 추력 중심선의 방향을 확인한다.
* 초소형 비행체는 미익의 변화에 민감하므로 이동 또는 보관 시 항상 주의한다.
* 주위에 사람 또는 복잡한 지형지물이 있는 곳을 피한다.
7. 실험 결과
이름
학번
시간
순위
거리
순위
aaa
000000
5.36
35
10
17
8. 보완 시험
: 거리에 비해 시간이 적은 이유는 비행기가 앞으로 나아가며 착륙하였기 때문이다.
이는 항공기 전체 무게가 8g 정도로 무거운 편이면서 양력을 충분히 받지 못하였기 때문이다. 날개를 테이퍼형으로 하면서 양력을 최대한 받게 하려고 했으나 플랫형 날개를 제작하였기 때문에 캠버형 날개에 비해 양력이 적었던 것으로 추측된다.
따라서 항공기 동체의 부피를 줄이고 날개를 굴곡을 줘서 캐버형태로 만들어 보았다.
이전 보다 한결 나아진 모습을 보였으나 큰 차이를 보이진 않았다.
완성 기체
9. 실습 후기
: 위와 같은 과정으로 한학기 동안 배운것을 나름대로 소화해 보려고 노력할 수 있는 시간이 되었던 것 같다. 직접 만들어 보면서 그 동안 배웠던 이론을 몸으로 체감할 수 있는 유익한 시간이었다.
다만 시험기간과 겹쳐 많은 시간을 소요할수 없어 아쉬움이 남는다. 하지만 이 실습을 앞으로 소중한 기억으로 남길 수 있어 즐거운 마음으로 이번 실습을 마친다.
[ 성 능 제 원 표 ]
Wing Span, 날개 폭
Main Wing Area, 주날개 면적
Chord Line, 시위선 길이
Horizontal Tail Area,
수평꼬리날개 면적
Aspect Ratio, 가로세로비
Vertical Tail Area,
수직꼬리날개 면적
Taper Ratio, 테이퍼비
주날개 / 수직꼬리날개 면적비
Dihedral Angle, 상반각
주날개 / 수평꼬리날개 면적비
Incidence Angle, 붙임각
Wetted Area,
표면적
Main Wing
Overall Height, 전고
Fuselage
Overall Length, 전장
Tail Wing
Overall Width, 전폭
Total
Generator, 동력장치 (rpm)
Maximum Flight, 최대 비행거리
Capacitor, 축전지 (V, F)
Average Flight, 평균 비행거리
Propeller Diameter,
프로펠러 직경 ( 및 피치각)
Maximum Flight Time,
최대 비행 시간
Total Weight, 항공기 총무게
Average Flight Time,
평균 비행 시간
Type Of MAV
(Selection)
1. Conventional Type : Wing - Fuselage - Tail
2. Delta Wing Type
3. Flying Wing Type
4. Biplane Type
5. etc. ( )

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