Nonlinear aeroservoelastic characteristics of a missile fin with an actuator were investigated, including the structural nonlinearity, by using the iterative v-g method in subsonic and supersonic flows; in addition, nonlinear aeroservoelastic analyses for a flap wing with an actuator were also performed in subsonic and supersonic flows. System identification of an actuator was performed with a sine sweep test, and the effects of nonlinearities, such as freeplay, friction, and backlash, on actuator dynamics were investigated; in addition, unsteady aerodynamic forces were calculated in subsonic and supersonic flows, based on doublet-hybrid method and doublet point method. The calculated unsteady aerodynamic forces were estimated as rational function using Karpel’s minimum-state approximation for aeroservoelastic analyses in the time domain. The mathematical formulations and code developments of v-g, fictitious mass and describing function method were performed for nonlinear aeroservoelastic analysis. For the validation of developed codes, various problems are solved and the present results are compared with previous results. Nonlinear aeroservoelastic analyses were performed in both the frequency and time domains, and the present results showed that the flutter characteristics significantly depend on the structural nonlinearity as well as the actuator dynamics. Thus, the actuator nonlinearities may play an important role in the nonlinear aeroelastic characteristics of an aeroelastic system. The present results also indicate that it is necessary to consider seriously the influence of actuator dynamics on the flutter characteristics at the design stage of actuators to prevent aeroservoelastic instabilities of aircrafts or missiles.
아음속과 초음속의 유동에서 구조 비선형을 고려하여 작동기가 부착된 미사일 조종날개의 비선형 서보 공탄성 특성을 반복 v-g 방법을 사용하여 조사하였다. 또한, 작동기가 부착된 조종면을 갖는 전투기 날개에 대하여 아음속과 초음속 유동에서 비선형 서보 공탄성 해석을 수행하였다. 사인 스윕 실험을 통해 작동기의 시스템 식별을 수행하고, 유격, 마찰, 백래쉬 등의 작동기 비선형성이 작동기의 동특성에 주는 영향을 조사하였다. DHM과 DPM을 사용하여 아음속과 초음속의 비정상 공기력을 계산하고, 시간 영역에서의 서보 공탄성 해석을 위하여 Karpel의 최소상태방법을 이용하여 상태공간의 함수로 근사하였다. 비선형 서보 공탄성 해석에 필요한 v-g 방법, 가상질량법, 기술함수법의 수학적 수식화를 수행하여, 비선형 서보공탄성 해석 코드를 개발하고 기존 연구 사례와 비교하여 검증을 수행하였다. 비선형 서보 공탄성 해석을 주파수와 시간영역에서 수행하였으며, 비선형 공탄성 특성들이 구조 비선형뿐만 아니라 작동기의 동특성에 따라 크게 변화하는 결과를 얻었으며, 작동기 비선형성이 비선형 공탄성 특성에 큰 영향을 줄 수 있음을 확인하였다. 또한, 항공기나 미사일의 서보 공탄성 안정성을 위하여 설계 단계에서부터 작동기의 특성의 영향을 고려하는 것이 필요하다는 것을 보였다.
