A deployable missile control fin has been used primarily to save the packaging space of tube launched projectiles. The deployable missile control fin has a deployable hinge to fold itself against the projectile body and rotating hinge of an actuator to control flight. Due to its complex configurations and manufacturing tolerances, the folding and rotating hinges have structural nonlinearities such as freeplay, friction and hysteresis. The deployable missile control fin with multiple structural nonlinearities has different aeroelastic characteristics in comparison with linear or single nonlinear cases. In this study, aeroelastic analyses are performed for the 2-D typical section model and the deployable missile control fin with multiple nonlinearities. The unsteady supersonic aerodynamic forces are calculated by the DPM (doublet point method). The iterative v-g method is used for a multiple nonlinear aeroelastic analysis in the frequency domain and the freeplay nonlinearity is linearized using a describing function method. In the time domain, the unsteady aerodynamic forces, which are based on a function of the reduced frequency, are approximated by the minimum state approximation method. Consequently, the aeroelastic characteristics of the 2-D typical section model with multiple structural nonlinearities are influenced by the pitch to plunge frequency ratio. For the deployable missile control fin, the stiffness ratio of folding and rotating hinges has important role in the aeroelastic characteristics. This result is important in that it demonstrates that the flutter speed is closely connected with the frequency ratio for the 2-D typical section model and the stiffness ratio for the deployable missile control fin. Also, the effects of the gap size in the freeplay nonlinearity are investigated. The gap size affects the flutter speed and the amplitude of the LCO (limit cycle oscillation) as well. Due to other structural issues, the gap size of the freeplay should be kept within the limit.
접는 미사일 조종 날개는 주로 튜브 발사체의 적재 공간을 줄이기 위해서 사용되어져 왔다. 접는 미사일 조종 날개는 발사 몸체에 날개를 접는 부분의 힌지와 비행을 조종하는 작동기의 회전 힌지를 가지고 있다. 이것의 복잡한 구조와 제작상의 공차로 인해서 접히는 힌지와 회전 힌지는 유격, 마찰, 히스테리시스와 같은 구조 비선형을 가지고 있다. 다중 구조 비선형을 가지고 있는 접는 미사일 조종 날개는 선형이나 하나의 비선형을 가지고 있는 경우와 비교해서 다른 공탄성 특성을 가진다. 이번 연구에서는 다중 구조 비선형을 가진 2차원 익형 모델과 접는 미사일 조종 날개의 공탄성 해석이 수행되었다. 비정상 초음속 공기력은 DPM(doublet point method)을 이용해서 계산하였다. 주파수 영역에서의 다중 비선형 공탄성 해석을 위해서 반복 v-g 방법을 사용하였으며 유격 비선형은 기술함수법을 이용해서 선형화 하였다. 시간 영역에서는 무차원 진동수의 함수로 구해진 비정상 공기력이 최소상태근사법을 이용해서 근사화 되었다. 결과적으로 다중 구조 비선형을 가진 2차원 익형 모델의 공탄성 특성은 피치와 플런지의 주파수비에 의해 영향을 받는다. 접는 미사일 조종 날개의 경우에는 접히는 힌지와 회전 힌지와의 강성비가 공탄성 특성에 중요한 역할을 한다. 이 결과는 플러터 속도가 2차원 익형 모델의 경우에는 주파수비와 접는 미사일 조종 날개의 경우에는 강성비와 밀접하게 연관이 있다는 점에서 중요하다. 또한, 유격 비선형에 있어서 갭의 크기의 영향을 검토하였다. 갭의 크기는 플러터 속도와 LCO(limit cycle oscillation)의 진폭에 영향을 미친다. 다른 구조적 문제점들로 인해서 유격의 갭의 크기는 제한 범위 내에 있어야 한다.
