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문제 정의
- 본 연구에서는 날개의 구조 최적 설계 등의 기본 자료로 활용하는 항공기 날개 표면(wing surface)에서의 표면 압력 분포를 측정하는 풍동 시험 기법 및 모형 설계/제작에 대한 연구를 수행하였다.
제안 방법
- 895 kPa) 7개, PSI사)를 모형 내부에 설치, PSI 8400 시스템을 사용하여 계측하였다. Suction peak등에 의한 날개 윗면의 앞전 부근에서의 높은 압력을 측정하기 위해 날개의 앞전 및 윗면(0, 0.8, 2, 4, 8 %)에서는 ±5 psid ESP로 나머 지는 ±1 psid ESP로 측정하였다. 압력계측 시스템의 구성은 그림 4 와 같다.
- 02이다[5]. 날개 모형은 알루미늄 7075-T651과 15-5PH 스테인레스 강 등을 사용 제작하였으며, 압력 공으로부터 날개 익근(root)까지의 압력 라인은 황동봉과 0.04 inch SUS-304 튜브를 이용 날개 내에 설치하였고, 우레탄 튜브를 이용 모형내부에 설치된 총 8개의 다점 압력 측정 장치(ESP module) 까지 연결하였다.
- 제작된 압력공 및 압력 라인은 약 10 psi의 압력을 10초 이상 가하여 압력 누설 유 . 무를 판단하는 누설 시험(leakage test)을 수행하였다.
- 본 시험에 사용된 모형은 압력공을 표면에 수직하게 제작하였으며, 압력공 제작 시 발생될 수 있는 burr의 제거를 위해 압축공기를 튜브 내에서 불어내면서 사상 작업하였고 압력공 입구와 날개 표면에서의 차이를 없애기 위해 최종 형상 가공 전 압력공을 설치한 후 표면 마무리 작업을 수행하였다. 제작된 압력공 및 압력 라인은 약 10 psi의 압력을 10초 이상 가하여 압력 누설 유 .
- 압력 자료를 제외한 계측된 모든 아날로그 (analog) 신호들은 NEFF 471 system에서 증폭 (amplifying), 필터링 (filtering), A/D (Analog/ Digital) 변환 등의 처리를 거쳐 file server(DEC 사의 Alpha Server 1000A 5/400RM)로 저장하였다. 모형 요우각(yaw angle)은 모형지지부 제어기에서 디지털(digital) 신호로 변환된 후 LAN(Local Area Network)을 통해 파일서버 (file server)에 저장되었다.
- 압력공 제작 및 압력 튜브선(pressure tube line)설치에 따른 문제점을 제거하기 위하여 그림 1, 그림 2에서 보는 바와 같이 무장 장착에 따른 영향은 우측 날개에 4개 위치 (Butt Line(B.L„ mm) ; 457.4, 484.6, 638.2, 665.4)에서, 날개 표면에서의 하중분포는 왼쪽 날개에서 총 7개의 위치 (B.L.(mm) ; -160.0, -293.8, -427.6, -561.4, -695.2, -829.0, -962.8)에 압력공을 설치하여 압력분포를 측정하였다. 시위(chord) 방향으로는 상 .
- 항공기 기동 및 이 . 착륙에 필요한 보조익 변화에 따른 날개 표면 및 보조익에서의 하중 분포변화를 확인하기 위해 에일러론 각을 변화시킬 수 있는 브라켓(braket)을 제작 설치하였고, 플랩의 경우는 이 . 착륙시의 플랩각인 21° , 43.
- 모형 요우각(yaw angle)은 모형지지부 제어기에서 디지털(digital) 신호로 변환된 후 LAN(Local Area Network)을 통해 파일서버 (file server)에 저장되었다. 풍속(wind speed)은 파일서버에서 수축부 입구와 출구사이의 압력 차 및 온도를 사용하여 실시간(real time)으로 계산되었다 .
- 시위(chord) 방향으로는 상 . 하면 총 39개 위치(시위비 (chord ratio(%)) ; 0, 0.8, 2Z 4, 8, 12, 16, 20, 25, 30, 35, 40, 45, 50, 60, 70, 80, 90, 95, 97.5)에 총 447개의 압력공을 제작하였다.
- 08 X1(^이다. 항공기 기동에 따른 하중분포 예측을 위해 시험은 받음각과 옆미끄럼각 변위, 플랩 및 외부장착물 설치에 따른 날개에서의 하중 분포를 측정/비교하였다.
대상 데이터
- 본 시험에 사용된 국방과학연구소 아음속풍동은 폐회로 단일 순환식으로 수축비는 9:1이다. 시험 부 크기는 3 m(폭) X2.
- 본 시험에 사용된 모형은 기본훈련기급 1/5 크기의 모형으로 날개는 익근 (root)에서는 NACA 63-218 형상이며 익단(tip) 부근에서는 NACA 63-212 형상으로 가로세로버](aspect ratio)는 7.02이다[5]. 날개 모형은 알루미늄 7075-T651과 15-5PH 스테인레스 강 등을 사용 제작하였으며, 압력 공으로부터 날개 익근(root)까지의 압력 라인은 황동봉과 0.
- 본 시험에서 사용된 플랩은 split 플랩으로 항공기 이착륙시의 플랩각인 21°, 43.5에 대해 시험하였으며 그림 7에 그 영향을 나타내었다. 그림에서 보는 바와 같이 플랩각이 증가하면 날개 앞전의 윗면 suction peak치가 증가하고 날개 윗면과 아랫면의 압력차이가 증가하는 현상을 보임을 알 수 있다.
- 본 시험에서는 총 8개의 ESP 모듈(module) (ESP-64HD ±5 psid(34.475 kPa) 1개, ESP-64HD ±1 psid(6.895 kPa) 7개, PSI사)를 모형 내부에 설치, PSI 8400 시스템을 사용하여 계측하였다. Suction peak등에 의한 날개 윗면의 앞전 부근에서의 높은 압력을 측정하기 위해 날개의 앞전 및 윗면(0, 0.
- 시험 부 크기는 3 m(폭) X2.25 m(높이) x 8.75 m(길이) 이 고, 폐쇄 형 시험 부(closed test section) 와 개방형 시험부(open test section)로 구성되어있다. 풍동의 속도는 폐쇄형 시험부에서 10-120 m/sec 이다.
- 외부장착물 장착에 의한 날개 표면에서의 압력분포 변화를 확인하기 위하여 힘과모멘트 측정 풍동 시험1기에 사용된 외부연료탱크 (EFT) 및 LAU-131 을 사용하였다. 모형지지부는 벨리 스팅 지지부(belly sting support)# 사용하였으며 더미 밸런스(dummy balance)를 사용하여 모형을 지지하였다.
- 착륙에 필요한 보조익 변화에 따른 날개 표면 및 보조익에서의 하중 분포변화를 확인하기 위해 에일러론 각을 변화시킬 수 있는 브라켓(braket)을 제작 설치하였고, 플랩의 경우는 이 . 착륙시의 플랩각인 21° , 43.5° 를 변화시킬 수 있는 브라켓을 제작하였다.
이론/모형
- 본 시험에서는 경계층 천이를 위해 epoxy dot 방법을 사용하였다. 이 방법은 천이 strip 형상, 높이 (height) 및 간격(space)이 일정하게 제작되고, 보다 정확한 strip 위치 선정이 용이하기 때문에 trip 효과가 우수하면서, 반복성 또한 뛰어나다고 알려져 있다.
성능/효과
- 본 연구에서 수행된 항공기 날개에서의 표면압력 측정 시험으로 모형 설계와 제작 및 압력공확인과 검증 절차의 확립, 시험 절차를 확립 할 수 있었다. 그리고, 기본훈련기급의 항공기 날개 표면에서의 압력측정 시험을 수행한 결과 다음과 같은 결론을 얻을 수 있었다.
후속연구
- O 본 시험 결과로 항공기의 기본 성능 해석, 날개 구조 최적 설계 자료로의 활용 및 CFD의결과 검증에 활용할 수 있을 것으로 판단된다.
- O 향후 효율적인 시험 수행을 위해서는 압력민감도료(PSP) 등의 새로운 압력 분포 측정 방법의 연구가 필요하다.
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