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논문 기본 정보

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저널정보
한국항공우주학회 한국항공우주학회지 韓國航空宇宙學會誌 第33卷 第7號
발행연도
2005.7
수록면
85 - 91 (7page)

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군용항공기는 고받음각에서 적절한 조종성 및 항공기 이탈에 대한 안정성을 확보하고 있어야 한다. 고받음각에서 항공기가 이탈에 진입할 수 있는 한계값은 항공기 형상설계에 직결되는 문제이다. 하지만 현대의 고성능 전투기는 전기식 비행제어계통을 사용하여 고받음각 제어법칙을 설계함으로써 한계 값 내에서 항공기의 안정성을 보장하고 있으며 항공기가 이탈 시, 안전하게 회복할 수 있도록 고받음각 제어법칙을 설계한다. 현재 T-50에 적용되어 있는 고받음각 제어법칙은, 세로축 방향으로는 받음각 제한기 및 MPO(Manual Pitch Override) 모드, 가로-방향축으로는 고받음각 이탈제한기, 가로축 명령제한기, 방향 축 조종사 명령제한기 및 스핀방지기가 설계되어 있다. 본 논문에서는 T-50 에 적용되어 있는 고받음각 제어법칙을 소개하며, 고받음각 비행시험을 통하여 항공기 안정성에 관한 연구를 수행하였다.
#RSS(Relaxed Static Stability, 정안정성 완화) #FLCS(Flight Control System, 비행제어계통) #Anti-spin Logic(스핀방지기) #MPO(Manual Pitch Override : 수동피치조작)

목차

ABSTRACT
초록
Ⅰ. 서론
Ⅱ. 고받음각 제어법칙
Ⅲ. 비행시험 및 결과
Ⅳ. 결론
참고문헌

참고문헌 (4)

참고문헌 신청
, 1970. , An Inflight Investigation to Develop System Design Criteria for Fighter Airplanes wpafb google schola , 1969. , The Use of Pilot Rating in the Evaluation of Aircraft Handling Qualities google schola , 1987. , Closed-Loop Pilot Vehicle Analysis of the Approach and Landing Task 10 (2) : 187 ~ 194 google schola , 1990. , Pilot-Vehicle analysis of Multi-Axis Tasks 13 (2) : 348 ~ 355 google schola

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