Vol.8, No.3, pp.47-54 (2014)
Received: Aug. 12, 2014 Revised: Sep. 24, 2014 Accepted: Sep. 27, 2014
†교신저자: 한국항공우주연구원, ††공저자: 한국항공우주산업㈜
Tel: +82-42-042-2527, E-mail: [email protected] Copyright Ⓒ The Society for Aerospace System Engineering
소형비행기 실속특성 향상 및 적합성검증 방안 연구
최주원1,†, 김진수1,††
1한국항공우주연구원 미래비행체계실 비행시험팀
Study on the stall characteristics improvement and compliance verification of the G.A. airplane
Joowon Choi 1,† and Jinsoo Kim1
1Flight test team, Future Aircraft System Division,
1Korea Aerospace Research Institute
Abstract : This is a research on the method of how to improve stall characteristics for the small general aviation airplanes to meet the FAR part 23 requirements. This research is based on the experience of certification flight tests of KC-100 airplane for Korea type certification. †KAS/FAR Part 23.201/203 are the stall characteristics requirements. 23.201 requires to show the stable stalling tendency of the wings level stall and 23.203 requires to show the stable stalling tendency of stall characteristics during turning flight. In this paper, the stall characteristics requirements, improvement methods and flight test experience of KC-100 airplane for type certification.
Key Words : Certification, Flight Test, Stall characteristics, Wings level stall, Turning stall
1. 서 론
민수분야 인증절차상 감항당국의 적합성검증 비행시험 이전에 형식증명 신청자는 해당 인증기 준에 대한 적합성입증을 선수행하고 그 비행시험 자료와 결과를 인증당국에 제출하여 이를 기반으 로 인증비행시험을 통하여 평가받도록 되어 있다.
이에 따라 신청자의 비행시험 기간 중에는 개 발비행시험과 적합성입증을 위한 비행시험이 병 행된다. 형식증명 대상 비행기인 KC-100의 경우, 2011년 6월 15일 형식증명을 위한 초도비행이 시 작되어, 2012년 7월까지 332쏘티의 신청자 비행시 험이 수행되었고, 이후 2012년 8월 25일 적합성
검증을 위한 감항당국의 첫 인증비행시험이 착수 된 이후 2013년 3월 22일까지 102쏘티의 인증비 행시험과 동 기간 중 125쏘티의 추가적인 신청자 개발비행시험이 수행되어, 20.5개월 동안 총 559 쏘티 593시간 15분의 비행시험이 수행되었다.
인증비행시험 과정에서 감항당국의 비행시험팀 은 KC-100 비행기가 FAR/KAS 23.201 요건에 따 른 수평실속특성이 부적합한 것으로 판단하였으 며, 이에, 신청자는 설계변경과 추가 개발시험 과 정을 통하여 적합성을 재입증하였고, 이 과정에서 적합성기준에 대한 세부 검토와 비행시험 방법 및 결과분석 등이 면밀히 수행되었다.
본 연구에서는 소형비행기의 실속 관련 요건 중 수평실속특성요건과 검증을 위한 인증비행시 험방법(Flight test technique) 그리고 KC-100 인증
† KAS : Korean Airworthiness Standard
비행시험 초기에 발생했던 수평실속특성 요건에 대한 부적합 사례 및 해결방법을 제시하여, 향후 동급 항공기의 개발 과정에 도움이 되도록 하고 자 한다.
2. 실속특성 및 실속특성 향상방법
2.1 실속특성
실속은 받음각이(이하 AOA: Angle of attack) 증가하면서 날개표면과 공기흐름의 마찰력으로 인한 압력 구배 변화로 박리가 발생되어 전체적 인 양력이 급속히 감소하는 현상이다.
일반적으로 실속특성이 나쁜 비행기의 경우 실 속 이전의 전조가 없이 급속히 실속으로 빠져 안 전한 회복이 어렵거나, Deep stall 또는 Spin으로 전이되기 때문에 일반적인 비행에 있어서는 고의 적인 실속은 금지되며, 실속경고나 실속 방지장치 를 구비하게 된다.
실속의 발생 시 박리가 주날개의 후방부터 전 방으로 전이되는 특성이 있어, 실속의 발생 시 공 력중심이 전방으로 이동하여 Pitch up 경향에 영 향을 미치며, 또한 주익의 Downwash 영향이 감소 되어 꼬리의 Pitching moment를 감소시키는 영향 도 동시에 발생되는 복합적인 특징이 있다.
Fig. 1 실속 중 Downwash 효과 감소
또한 날개의 형상에 따라서는 일자형 날개 (Straight wing)의 경우 Power 효과를 무시할 경우 실속이 inboard에서부터 outboard 쪽으로 발전되 는 특성이 있으며, 후퇴익 날개나 일자형 날개의 Power-on의 경우 실속이 outboard부터 inboard 쪽
으로 전이되는 특성을 가진다.
Fig. 2 실속의 전이 특성
2.2 실속에 영향을 미치는 요소
실속에 영향을 미치는 기본적인 요소는 AOA이 다. 즉, 동일한 항공기의 플랩, 출력, 중량, 무게중 심 위치에서 실속시험을 하게 된다면, 수평실속이 나 가속 선회실속 시 실속이 발생하는 AOA는 거 의 동일하게 나타난다.
m ax
n: load factor, W: weight, ρ: density, S: wing area, CL: Lift coefficient), MAC : chord length Stall data correction.
lt : 주익 25%MAC와 미익 25%MAC 사이 거리 CGstd : %MAC of standard C.G.
CGtest : %MAC of test C.G.
Table 1 실속속도에 영향을 미치는 요소
실속에 영향을 미치는 요소와 이와 연관된 시 스템의 영향성은 표1 및 다음과 같다.
◌ CLmax : 플랩 작동에 따른 날개 켐버의 변화.
◌ 비행고도 : 고고도일수록 대기밀도와 레이놀 드 수가 감소하여, 실속이 조기 발생하고 공력적인 댐핑이 감소되어 실속 회복 특성에 영향을 미침.
◌ 중량 : 실속속도는 중량의 함수로 직접적인 영향이 있으며, 중량과 실속속도는 중량의 재곱근 에 비례.
◌ 무게중심 : 동일한 형상 및 중량 조건이라
하더라도 무게중심이 앞에 위치할 경우 더 많은 엘리베이터 변위를 요구함으로 높은 속도에서 실 속이 발생함. 실속 특성의 경우 무게중심이 후방 에 위치할 경우 정적안정성여유(Static Margin)가 감소하여 상대적으로 나쁜 실속 특성을 나타냄.
◌ 출력 : 일반적으로 Power-on 상태가 안정성 을 감소시키는 방향으로 작용하며, 단발 프로펠러 항공기의 경우 프로펠러의 자이로효과와 후류효 과로 인한 불균형으로 나쁜 실속 특성을 나타냄.
◌ 감속률 : 감속률이 높을수록 저속에서 실속 이 발생됨.
Fig. 3 감속률과 CL의 관계
2.3 실속특성 향상방법
실속특성을 변화시키는 방법으로는 여러 가지 방법들이 있으나 다음과 같은 방법들이 많이 사 용되고 있다.
◌ 경계층제어 : 에어포일 후방의 역압력구배 구간을 제어하여 박리를 지연시키고 CLmax 증가 ◌ Vortex Generator : 에어포일 후방 및 에어 론 전방에 Vortex Generator를 장착하여, 실속의 지연 및 에어론 조종력 증가
Fig. 4 Vortex generator
◌ Slotted flap : 플랩의 작동 시 날개와 플랩 사
이에 Slot을 만들어 경계층에 고에너지 공기력 증가
Fig. 5 Slotted flap
◌ Stall strip : 날개의 inboard 쪽에 stall strip 을 장착하여, 실속에 빨리 진입하도록 하여 실속 특성을 향상시킴
Fig. 6 Stall strip
◌ Fences and Notches : 고 받음각 상태에서 vortex를 발생하여 span 방향으로 실속이 전이되 는 것을 방지
Fig. 7 Wing fences and notches
3. 실속특성에 대한 감항기준 및 비행시험 절차
3.1 실속특성에 대한 감항기준 요건
FAR 23, KAS 23 등 소형비행기 감항기준에서
요구하는 실속 관련 요건은 실속속도정의와 관련 된 요건(23.49), 실속특성과 관련된 요건(23.201, 203) 그리고 실속경고와 관련된 요건(23.207)으로 구성된다. 각 요건들은 모두 비행시험을 통하여, 실속 중 발생하는 현상에 대한 안전관련 요건이 나, 각 요건 별로 의도하는 목적과 검증되어야 할 비행시험 조건이 상이하다.
실속특성 요건은 항공기의 날개 수평 상태에서 실속특성을 검증하는 23.201 Wings level stall 특 성 요건과 선회비행 및 가속선회 비행 중 실속특 성을 검증하는 23.203 요건으로 구성된다.
두 요건의 목적은 모두 비행기가 불의의 실속 발생 시 실속과정에서 좌우 양력 불균형으로 인 하여, 과도한 Bank-off가 발생하여, Spin으로 발전 되지 않고 안전하게 다시 회복할 수 있는 특성을 요구하는 요건이다.
수평실속의 경우 실속진입부터 회복의 과정까 지 15도 이상의 bank와 yaw를 발생하지 않고 제 어가 가능해야 하는 것이고, 선회 및 가속선회 실 속의 경우 각각 선회방향으로 60도/90도, 선회 반 대 방향으로는 30도/60도 이상의 bank-off 발생 없이 제어가 가능해야 하는 요건이다.
Fig. 8 실속 현상의 정의(인증기준)
3.2 실속특성 시험에 대한 비행시험 절차
수평실속시험과 선회 및 가속선회실속의 비행 시험 절차는 기본적으로 동일하고 실속 진입을 위한 감속률만 상이하다. 또한, 일반적으로 수평 실속의 특성이 우수한 비행기의 경우 선회/가속선 회 실속특성도 우수하며, 수평실속 요건이 보다 가혹함으로 본 연구에서는 수평실속 위주로 시험 절차와 내용을 제시하고자한다.
감항기준상의 수평실속특성 요건과 비행시험 절차는 다음과 같다 :
▷ 비행기가 실속하는 시점까지 roll 및 yaw의 정상적인 조종이 가능해야 함.
▷ 시험 시작은 실속속도보다 10knot 이상 높은 속도에서 시작하여, 엘리베이터 조작을 통한 감속 을 하여 실속에 진입시키며, 이때의 감속률은 1knot/sec 미만으로 하여야 함.
▷ 다음 중 한 가지 현상이 먼저 발생하면 실 속에 진입한 것으로 판단함(그림 8 참조) :
- 조종이 불가한 비행기의 Pitch-down motion
- 엘리베이터 조종의 stop에 이름
- 실속방지장치가 장착되어 있는 경우, 장치 의 작동으로 인한 비행기의 Pitch-down motion ▷ 이 절차대로 실속시험 시 회복할 때 까지 15도 이상 roll과 yaw가 벗어나지 않고 제어가 가 능해야 함. 이때 자세제어 및 회복을 위한 조종은 가능함.
▷ 비행시험은 다음 조건의 조합에서 모두 실 시해야 함.
- 플랩 : 전개, 비전개, 중간 전개 각각 수행 - 착륙장치 : 내림, 올림
- 카울플랩 : 시험 조건에 해당되는 상태 - 엔진 출력 : idle, 75% MCP 각각 수행 ▷ 시험진입 전 트림조건 : 1.5 VS1
▷ 프로펠러 : Power-off 조건에서 최대 rpm 증가 위치
4. 인증비행시험을 통한 실속특성 적합성검증방법 및 사례분석
4.1 인증비행시험을 통한 실속특성 검증방법 비행기의 실속특성은 중량과 무게중심의 위치 에 따라 직접적인 영향을 받는다.
“23.21 적합성의 입증”항목에서 인증비행시험 은 인증을 받고자 하는 모든 중량 및 무게중심 범위의 조합에서 모두 검증하도록 요구하고 있고,
“23.141 일반요건”에서는 고도와 하중범위 등 인증을 받고자 하는 비행선도 내에서 적합성이 검증되도록 요구하고 있기 때문에, 신청자는 인증 을 받고자 하는 모든 CG, Weight, 고도의 한계 조합에서 실속특성 요건에 대한 적합성을 개발비 행시험을 통하여 자체 검증하여야 하고, 이후 인 증당국은 각 시험별로 가장 극한 조합을 신청자 의 결과와 엔지니어링 판단에 근거하여 찾은 후 검증시험을 실시해야 한다.
일반적으로 실속특성에 대한 인증시험에서 고 려되어야 할 주요 요소들은 다음과 같다 :
◌ 중량 및 무게중심 조합 (Weight & CG Combination) :
Conventional 비행기에 있어 실속특성시험의 가 장 극한 조건은 최대중량과 최대 후방무게중심 한계의 조합이다. 이 상태에서 꼬리부의 조종파워 와 정적안정여유가 최소화되어 실속 시 bank-off 가 가장 크게 발생한다.
또한 날개에 연료탱크가 장착된 비행기의 경우 에는 연료의 좌우 불균형으로 인한 좌우 무게중 심 차이도 실속 bank-off에 영향을 미치기 때문 에, 신청자가 설정한 좌우 연료 최대 불균형의 조 건에서도 실속특성이 시험으로 검증되어야 한다.
프로펠러 효과가 미미할 수는 있지만 보통의 경우 프로펠러가 시계방향으로 도는 비행기의 경 우 왼쪽날개에 최대 연료가 장착되고, 왼쪽에 조 종사와 승객이 탑승한 조건이 가장 극한 조건이 된다.
모든 시험조건은 해당 시험을 실시하는 고도에
서의 조건이기 때문에 실속시험의 경우 최대이륙 중량한계보다 높은 중량으로 이륙하여 시험이 실 시되는 Test point에서 중량 및 무게중심이 시험 허용오차 내에 들어오도록 계획해야 한다.
◌ 엔진출력 효과 :
감항기준에 따라 Power-off 조건과 75% MCP 조건에서 모두 실속특성을 검증해야 한다. 항공기 에 따라 출력효과가 미미하거나 반대로 작용할 수는 있으나, 일반적으로 Power-off 조건 보다 Power-on 조건이 프로펠러효과로 인한 좌우 불균 형을 야기시키고 inboard 부의 실속을 지연시킴에 따라 상대적으로 안 좋은 실속특성을 나타낸다.
KC-100의 경우 LD Flap의 상태에서 Power-off 보다 Power-on 조건에서 더 좋은 실속특성을 나 타낸 바가 있다. 항공기에 따라 75% MCP Power 조건에서 1knot/sec 미만의 감속률로 실속을 발생 시키기 위해서는 트림 후 항공기를 상승시켜 감 속시켜야 하는 경우가 일반적이다.
◌ 조종면 조절 효과 :
정비지침서에는 모든 조종면에 대하여 조종계 통의 Rigging 상태에 따른 변위의 허용 범위가 제 시된다. 예를 들어 엘리베이터의 최대 변위가 -15 도/+20도인 항공기의 경우 ±2도로 허용 범위가 설정되어 있다면 최대 변위는 -17도/+22도가 허용 되기 때문에 추후 생산되어 운용되는 비행기의 경우 이러한 조건에서 운용될 수 있다.
실속특성에 영향을 미치는 조종면은 플랩과 엘 리베이터이다. 일반적으로 실속특성 시험의 경우 플랩과 엘리베이터는 허용공차 내의 최대변위에 서 검증되어야 한다.
◌ 고도효과 :
고도가 높을수록 밀도가 희박하여 공력적인 댐 핑이 감소된다. 고도효과는 저고도 경비행기의 경 우 비행특성에 큰 영항을 미치지 않는 경우도 있 으나, 인증시험에 있어서는 가장 불리한 조건에서 도 안전성이 검증되어야 하기 때문에 실속특성 비행시험의 경우 최대 운용고도한계에서 검증되 어야 한다. 또한 Turbo charger가 장착된 엔진의
경우 고도에 따라 출력감소가 거의 없으나 16kft 부터는 터보효과가 급격히 감소되어 출력이 감소 되는 코너가 발생한다. 이러한 부분도 출력효과와 함께 특성이 검증되어야 한다.
◌ 외부 장착물 영향성 :
기본적으로 인증비행시험 항공기의 형상은 실 제로 생산될 항공기의 형상과 동일한 것이 가장 바람직하며, 특히 비행특성에 영향을 미칠 수 있 는 중량분포, 외형, 엔진, 프로펠러는 동일한 것이 바람직하다. 그러나 인증시험의 계측을 위해서는 날개에 Test boom과 텔레메트리 안테나 등이 장 착되는 경우가 있다. 이러한 경우 가장 극한 시험 조건에서 Test boom의 on과 off 시험을 통해 그 차이점을 검토해야 한다.
◌ 시험의 반복성 및 Data 처리 :
실속이나 스핀시험의 경우 항공기 별로 편차의 정도는 상이하나, 동일조건에서 시험해도 실속속 도나 실속특성이 조금 다르게 나타날 수 있다.
이에 시험은 동일조건에서 최소 3회 반복하는 것이 바람직하고 감속율과 엘리베이터 당김의 변 화량을 조절하며 시험할 필요가 있다.
실속특성의 경우 시험의 적부를 판단하는 주요 파라메터는 Bank각과 Sideslip 각도이다. 이밖에 실속시점의 확인과 시험조건의 만족성을 확인하 기 위하여 조종면 변위, 속도, 고도, 출력, AOA, 온도, 연료량 등의 Data가 필요하다.
일반적으로 실속특성, 속도, 경고시험을 동시에 실시할 수 있기 때문에 대형 항공기의 경우 온도/
고도 보정 외에도 중량과 CG의 보정도 하여 대기 조건에 따른 실속속도의 DB를 구축하기도 한다.
◌ 기타요소 :
인증비행시험 중 고려해야 할 기타 요소로는 비행기가 생산되어 운용 중 발생할 수 있는 날개 표면 상의 이물질 등으로 인한 공력특성 변화이 다.
특히 층류형 에어포일을 사용하는 날개의 경우 날개의 앞전이나 상면에 벌래나 이물질이 묻을 경우 비행특성이 바뀔 수 있다. 이러할 경우를 검
증하기 위하여 앞전에 샌드페이터를 부착하고 가 장 극한 시험조건에서 비행시험을 통해 실속속도 와 특성상의 차이점을 검토해야 한다.
4.2 KC-100 인증비행시험 실속특성 검증 사례 분석 수평실속시험 계획 단계에서 요구조건에 따라 중량, 종축 무게중심, 횡축 무게중심, 플랩(CR, TO, LD), Power-on/-off 조건을 조합으로 하여 적 합성입증 시험을 하도록 요구하였으며, 고도는 안 전 상 중고도와 고고도 위주에서 하도록 하였다.
이렇게 계획서에 설정된 수평실속시험의 조건 은 86개 조건이며, 시험결과의 재현성을 확인할 수 있도록 동일 조건에서 3회 반복하도록 계획하 였다.
초기에 KC-100 항공기의 엘리베이터 변위는 -2x도(Pitch-up 방향), +2x(Pitch-down 방향)도로 설정되었으나, 개발비행시험 과정에서 과도한 실 속이나 스핀특성을 고려하여 제작자는 Up 방향 변위를 5도 감소하여 -1x도로 설정하고 개발비행 시험을 진행하였으며, 부가적인 개선을 위하여 조 종계통에 Elevator down spring을 장착하여, 실속 진입 근처에서의 종안정성을 증가시키고 조종사 에게 조종감을 증가시켜 실속의 시점을 좀 더 명 확히 인식할 수 있도록 설계변경을 하였다.
이후 감항당국에 제시된 신청자 자체 적합성입 증시험결과를 검토한 결과 KC-100의 경우 LD 플 랩과 Power-off 조건이 가장 극한 조건으로 나타 났으며, 고도와 횡축의 무게중심 변화는 실속특성 결과에 큰 영향성이 없는 것으로 나타났다.
이에 감항당국 인증비행시험의 계획 시(T.I.A:
Type Inspection Authorization)에는 각 플랩 조건 별로 가장 극한 조건을 표 2와 같이 9개 조건으 로 설정하여 수행하였다.
이후, 인증비행시험 수행 결과 LD 플랩 및 엔 진 idle 조건에서 수평실속 시 15도 Bank를 초과 하는 현상이 나타났다. 조종사에 따라 편차는 있 었으나, 평균 빈도도 50%를 초과하는 수준으로 기준에 불만족 하는 것으로 나타나서, KC-100 항
공기가 23.201 수평실속 특성 요건을 만족하지 못 하는 것으로 부적합 판정을 내렸다.
중량 C.G. 고도 플랩 Pwr 최종시험결과
Bank Roll 비고 Max AFT MID CR Idle -5.x -1.x Max AFT CRI CR 75% 5.x -12.x Max FWD MID CR Idle -5.x -3.x Max FWD MAX CR 75% -6.x -14.x
Max AFT LOW-MID TO Idle 10.x -1.x wing tip ballast Light FWD LOW-MID LD Idle 13.x -4.x
Light FWD LOW-MID LD 75% 7.x -2.x
Max AFT LOW-MID LD Idle 14.x 6.x wing tip ballast Max AFT LOW-MID LD 75% 8.x -10.x
※ CR: Cruise, TO: Take-off, LD: Landing
Table 2 수평실속특성에 대한 인증비행시험 조건 및 최종 결과
이후 신청자는 실속특성 개선을 위해 Inboard 앞전에 Stall strip을 장착하기로 결정하였으며, 22 가지 Stall strip 형상 및 위치 조합에 대하여, 29 쏘티의 비행시험을 통해, 최종적으로 그 위치와 크기를 결정하여, 적합성 재입증 시험을 하였다.
(그림 9 참조)
Fig. 9 Stall strip 및 Tuft를 이용한 KC-100 실속 검증 비행시험
신청자의 재입증시험 결과의 검토 후, 인증당국 비행시험팀은 부적합조건과 설계변경으로 인하여 영향을 받는 시험들에 대한 재검증 시험을 실시 하였으며, 시험결과 실속특성이 개선되고 해당 요 건들에 모두 만족하는 것으로 판단하였다.
Fig. 10 Wing level stall test with LD/Idle
Data 분석 결과 Bank-off와 조종사별 시험결과 편차의 주원인은 실속 진입 시 Side-slip 여부인 것으로 나타났다. (그림 10 참조)
5. 결 론
수평실속특성 시험에서 Bank-off 현상으로 인 한 부적합은 횡안정성이 상대적으로 떨어지는 저 익의 소형항공기와 최근의 고효율 층류 에어포일 을 채택한 소형비행기의 개발과정에서 흔히 문제 가 발생될 수 있는 부분으로 인증과정 중에 설계 변경이 요구되거나 불필요한 시험 및 개발기간을 증가시킬 가능성이 있는 시험이다.
특히 실속특성의 경우 최종적으로 비행시험을 통해서만 확인되는 부분으로 사전에 설계단계에 서 대비하기가 용이하지 않은 특징이 있어, 개발
초기 단계에서 동종의 타 사례를 사전에 면밀히 검토해볼 필요가 있다.
동 기종인 SR-22의 경우에도 실속특성과 스핀 특성의 불만족으로 인증과정 중에 수차례의 설계 변경과 지연이 발생한 바가 있다. (그림 11 참조) 실속특성 검증을 위한 인증비행시험에서는 FAR 요건과 지침서인 AC 상의 검증조건 외에도 프로 펠러 효과와 조종면의 허용공차 범위 등을 면밀 히 검토할 필요가 있다.
Fig. 11 SR-22의 Stall Strip (Inboard/Outboard)
또한, 동일한 치구에서 제작된 항공기라도 공차 내에서 차이점이 있고 항공기 별로 상이한 특성 을 나타낼 수 있음으로 인증과정에서 경계 (Marginal)의 특성을 나타낸다면, 가용한 시제기 들로 동일한 경계(Marginal) 조건에 대하여 시험을 수행하며, 호기별 비행특성 차이를 통해 적합성을 검증해볼 필요가 있다.
마지막으로 비행시험은 기본적으로 해당 시험 조건의 허용 시험오차(Flight test tolerance) 범위
내에서 시험조건을 따라 실시되고 그 결과가 검 증되어야 하나, 인증은 평균적인 조종기술 (Average pilot skill)을 가진 조종사를 기준으로 판 단되어야 함으로 시험의 반복 시 적합과 부적합 결과가 혼재해서 나타난다면, 해당 조건에 대하여 여러 조종사를 통한 비행시험 데이터를 면밀히 분석하여 적부판정을 할 필요가 있다.
참고문헌
[1] FAA, FAR Part 23.201 Wings level stall [2] FAA, AC 23-8B 및 23-8C Flight test guidance [3] 국토교통부, 고시 항공기 감항기술기준 23.201 [4] 미국 비행시험학교(NTPS), FAA Initial Flight
test pilot and engineer course
저 자 소 개
최 주 원
2001년 건국대 항공과 졸업. 2010년 충 남대학원 석사. 2014년 충남대 박사과 정. 2001년~현재 한국항공우주연구원 선임연구원. 관심분야는 비행시험, 무인 기, 제어, 외부소음.
