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논문 기본 정보

자료유형
학술저널
저자정보
강경태 (국방과학연구소)
저널정보
한국군사과학기술학회 한국군사과학기술학회지 한국군사과학기술학회지 제11권 제4호
발행연도
2008.1
수록면
20 - 28 (9page)

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이 논문의 연구 히스토리 (3)

2014

초음속 유도탄 조종날개 힌지모멘트 예측에 관한 연구
강경태 ,  백연식 ,  이광섭 한국전산유체공학회 학술대회논문집 2014.05 학술대회자료

2008

초음속 유도탄 동체와 날개의 공력가열 해석
강경태 한국군사과학기술학회지 2008.01 학술저널

2007

Body+Tail 형상의 초음속 유도탄 기저항력 연구
강경태 ,  김민규 ,  선철 외 2명 한국항공우주학회 학술발표회 초록집 2007.11 학술대회자료

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Missile operating at supersonic conditions experiences considerable high temperature environments that is caused by aerodynamic heating as a result of the temperature gradient through boundary layer that surrounds it. This is one of important problems to the designer due to temperature limitation of structural materials. Because prediction of aerodynamic heating on missile needs unsteady calculation according to a flight trajectory, approximate method approach is efficient at design stage. In this paper, improved aerodynamic heating analysis scheme is introduced, which calculates heat flow and temperature by simple pressure field prediction on a missile body and fin. The prediction results are compared with measured data and MINIVER codes results.
#공력가열 #온도분포 #초음속 유동장 경계층 #열전달 계수 #초음속 유도탄

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