In this thesis, an accelerometer based system was designed and constructed for the measurement of drag coefficient in a shock tunnel, and the drag coefficient of conical model was measured under Mach 6 flow conditions. The system utilizes linear ball bush, which allows model to freely move in the drag acting direction. However, the measured acceleration included friction by linear ball bush. Therefore, the measured acceleration was converted to drag coefficient by system calibration. Static and dynamic calibration of system calibration was performed. The static calibration was conducted by using various amplitude force input to obtain friction force. The relation of the input force and friction was used to obtain the drag correction equation. The dynamic calibration was performed by involving friction force into the system response function. Therefore, the system response function was obtained using the acceleration output for known force input. The drag can be recovered by measured acceleration using the system response function. Impulse and ramp types of force input were axially applied to the model. In the dynamic calibration process, mutual verification was performed through calibration by two different types of force inputs. Because the accelerometer-based drag balance system used a sensitive accelerometer, the measurements include vibrations generated when operating the shock tunnel. Therefore, the noise generated during the shock tunnel operation was analyzed and acceleration data filtered. To analyze the results of the drag coefficient measurement of the accelerometer-based drag balance system, the computational fluid dynamics analysis, and free-fall test were additionally performed. For free-fall tests, it was used to verify the results of the computational fluid dynamics analysis. As a result of measurement using the free-fall technique, the drag coefficient within the margin of the error was measured. Therefore, comparisons were made based on the results of the computational fluid dynamics analysis. A comparison between CFD and accelerometer-based force balance results confirmed that the effects of flow disturbance of the rear aerodynamic shield cannot be ignored. As a result, new supports have been designed to reduce flow disturbance. Two different aerodynamic shields were proposed to reduce the measurement error caused by flow disturbance, and drag coefficients were measured within the margin of error compared to the computational fluid dynamics analysis.
본 연구는 충격파 터널에서 항력계수 측정을 위하여 가속도계 기반 시스템을 설계 및 구축하고, 마하 6 유동 조건에서 원뿔형 모델의 항력계수를 측정하였다. 설계된 항력 측정 시스템은 리니어 볼 부시를 활용한 시스템으로, 항력이 작용하는 방향으로 자유롭게 움직일 수 있는 시스템을 설계하였다. 하지만 측정된 가속도에 리니어 볼 부시에 의한 마찰력이 포함되어 있기 때문에 시스템 보정을 통해 항력계수로 변환하였다. 시스템 보정을 정적 보정과 동적 보정이 이 수행되었다. 정적 보정은 다양한 힘 입력에 대한 출력을 이용하여 마찰력을 계산하고 이를 통해 항력 계산 보정식을 도출하였다. 동적 보정은 마찰력을 시스템 응답 함수에 포함시켜 수행되었다. 따라서, 알고 있는 힘 입력에 대한 가속도 출력을 이용하여 시스템 응답 함수를 얻었다. 시스템 응답 함수를 이용하여 측정된 가속도를 힘으로 변환 할 수 있다. 임펄스 형태의 힘 입력과 램프 형태의 힘 입력을 모델에 축방향으로 인가하여 수행되었다. 동적 보정의 경우 두가지 다른 형태의 힘 입력을 통한 보정을 통해 상호 검증을 수행하였다. 가속도계 기반 항력 측정 시스템의 경우 민감한 가속도계를 사용하기 때문에 충격파 터널을 구동할 때 발생하는 진동이 측정에 포함된다. 따라서 충격파 터널 구동 시 발생하는 진동을 분석하고 가속도 데이터를 필터링하였다. 가속도계 기반 항력 측정 시스템의 항력계수 측정 결과를 분석하기 위하여 전산유체역학 해석과 자유낙하 시험이 추가적으로 수행되었다. 자유낙하 시험의 경우 전산유체역학 해석의 결과를 검증하기 위해 사용되었다. 자유낙하 기법을 이용한 측정결과 오차범위 내의 항력계수가 측정되었다. 따라서 전산유체역학 해석 결과를 기준으로 비교가 수행되었다. 비교 결과, 모델 후방의 공력 실드에 의한 유동 교란 영향을 무시할 수 없다는 것이 확인되었다. 이러한 유동 교란에 의한 측정 오차를 감소시키기 위해 두개의 다른 실드가 제안되었으며, 전산유체역학 해석과 비교하여 오차범위 내에서 항력계수 측정이 수행되었다.
