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충격파 및 유동점성 효과를 고려한 항공기 날개-동체 형상에 대한 공탄성 응답
Aeroelastic Response Analysis for Wing-Body Configuration Considering Shockwave and Flow Viscous Effects 원문보기

한국항공우주학회지 = Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, v.37 no.10, 2009년, pp.984 - 991  

김동현 (경상대학교 기계항공공학부 및 항공기 부품기술연구소) ,  김유성 (경상대학교 기계항공공학부 대학원) ,  황미현 (경상대학교 기계항공공학부 대학원) ,  박강균 (경상대학교 기계항공공학부 대학원)

초록
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본 연구에서는 충격파 및 유동박리효과를 고려하여 항공기 동체-날개 형상(DLR-F4)에 대한 천음속 공탄성 응답해석을 수행하였다. 시간 영역에서 전산유체역학, 유한요소모델 및 전산구조동역학 기법을 활용한 유체-구조 연계시스템을 적용하여 공탄성 해석을 수행 하였으며, 이를 이용하여 비행체의 설계에 정확하고 유용한 결과를 제시할 수 있다. 천음속 영역에서 항공기 동체-날개 형상에 대해 비선형 비정상 공력해석을 수행하기 위하여 6면체 구조 격자를 생성하였고, Navier-Stokes 방정식을 적용하였다. 항공기 동체-날개 형상의 정적 및 동적 공탄성 응답 특성을 파악하였고, 항공기 설계 및 시험 연구자에게 실제적이고 유용한 결과를 제시할 수 있다.

Abstract ▼ AI-Helper 아이콘AI-Helper

In this study, transonic aeroelastic response analyses have been conducted for the DLR-F4(wing-body) aircraft configuration considering shockwave and flow separation effects. The developed fluid-structure coupled analysis system is applied for aeroelastic computations combining computational structu...

주제어

#날개-동체 형상   #천음속   #공탄성 응답   #유체구조 연계시스템   #유동박리   #전산유체역학  

AI 본문요약
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문제 정의

  • 본 연구에서 3차원 유동해석 검증을 위하여 항공기의 동체와 날개로 간략화 된 DLR-F4 모델에 대하여 유동해석을 수행하였다. 본 연구에서 고려한 DLR-F4 모델은 1st AIAA CFD Drag Prediction Workshop에서 제시된 모델이며, Fig.
  • 본 연구에서는 공력탄성학 분야에서도 기본이 되면서도 중요한 분야인 정적 공탄성 문제와 항공기 운항 시 발생하는 실제적인 문제인 동적 공탄성 문제를 다루었다. 고속 비행중인 항공기는 공기력의 작용에 의해 날개 구조가 변형하게 되며, 이는 다시 공력분포의 변화를 초래하게 된다.
  • 본 연구실에서는 2차원 에어포일 형상에 대한 비선형 공탄성 응답 해석 관련 연구를 비롯하여, 다양한 3차원 형상에 대한 정적/동적 공탄성 해석을 수행한 사례가 있다(5-12). 이러한 선행연구를 바탕으로 본 연구에서는 국내 최초로 충격파 및 유동점성효과를 고려하여 항공기 동체와 날개가 혼합된 DLR-F4 모델에 대한 비선형 공탄성 응답해석을 성공적으로 수행하였다. 본 연구를 수행하기 위하여 자체적으로 구축 및 상용화(씨에이코리아(주))한 FSIPRO3D 프로그램을 활용하였다(13).

가설 설정

  • 4절점 사각격자를 사용하여 날개 chord 방향으로 14개, 스팬 방향으로 32개의 유한요소로 나누어져 있으며, 날개의 경우 총 448개의 유한요소가 사용되었다. 구조해석 시 날개의 뿌리 쪽은 완전고정(clamp)되어 있는 것으로 가정하였으며, 구조의 등가 물성치는 Table 1에 나타내었다.
  • 9 m이다. 구조해석에 사용된 날개 모델은 날개 root 부분에서 tip까지 두께가 선형적으로 변하게 가정하였으며, root 부분에서 700 mm, tip에서 163 mm이다. 이는 확대된 3차원 항공기 형상 모델에서 날개 뿌리부분과 날개 끝에서의 두께를 측정한 것이다.
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질의응답

핵심어 질문 논문에서 추출한 답변
비행 상태에서의 공력분포나 공력계수는 일반적으로 계산하는 강체 모델과 많은 차이가 발생할 수 있는 이유는? 본 연구에서는 공력탄성학 분야에서도 기본이 되면서도 중요한 분야인 정적 공탄성 문제와 항공기 운항 시 발생하는 실제적인 문제인 동적 공탄성 문제를 다루었다. 고속 비행중인 항공기는 공기력의 작용에 의해 날개 구조가 변형하게 되며, 이는 다시 공력분포의 변화를 초래하게 된다. 따라서 비행 상태에서의 공력분포나 공력계수(양력, 모멘트, 항력계수 등)는 일반적으로 계산하는 강체(rigid) 모델과 많은 차이가 발생할 수 있다.
항공기의 대형화가 가지는 장점은? 항공기를 대형화하면 많은 물량을 한 번에 실을 수 있어 운송단위 비용을 줄일 수 있는 장점이 있다. 또한, 항공기의 대형화로 탑승인원은 수백 명으로 증가되었고, 이로써 높아진 대외 경쟁력을 통하여 고객 서비스를 높일 수 있게 되었다. 하지만 항공기가 대형화됨에 따라 Fig.
천음속(transonic)이나 저초음속의 경우 정량적인 탄성 변형의 영향이 더욱 심각할 수 있는 이유는? 따라서 비행 상태에서의 공력분포나 공력계수(양력, 모멘트, 항력계수 등)는 일반적으로 계산하는 강체(rigid) 모델과 많은 차이가 발생할 수 있다. 특히, 천음속(transonic)이나 저초음속(low-supersonic)의 경우는 충격파와 연계된 공기력의 강한 비선형성으로 인하여 정량적인 탄성 변형의 영향이 더욱 심각할 수 있다.
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참고문헌 (14)

  1. Chen, X., Zha, G. C., and Hu, Z., "Numerical Simulation of Flow Induced Vibration Based on Fully Coupled Fluid-Structural Interactions", 34th AIAA-2004-2240, June 28-July 1, 2004. 

  2. Bohbot, J., Darracq, D., "Time Domain Analysis of Two D.O.F. Airfoil Flutter Using an Euler/Turbulent Navier-Stokes Implicit Solver", International Forum on Aeroelasticity and Structural Dynamics, Madrid, Spain, June 5-7, 2001. 

  3. Kirshman, D. J., and Liu, F., "Flutter Prediction by an Euler Method on Non-Moving Cartesian Grids with Gridless Boundary Condition", Computer & Fluids, Vol. 35, 2006, pp. 571-586. 

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  4. Poyan Pahlavanloo, "Dynamic Aeroelastic Simulation of the AGARD 445.6 Wing using Edge", Defence and Security, Systems and Technology, Technical Report, April, 2007. 

  5. 김동현, 이인, “미소교란 방정식을 이용한 3차원 항공기 날개의 천음속 플러터 해석”, 한국항공우주학회지, 제26권 제7호, 1998, pp. 85~95. 

  6. Kim. D. H. and Lee. I., "Transonic and Low-Supersonic Aeroelastic Analysis of a Two-Degree-of-FreedomAirfoil with a Freeplay Non-Linearity", Journal of Sound and Vibration, Vol. 234, No.5, 2000, pp. 859-880. 

    상세보기 crossref

  7. 김동현, 권혁준, 이인, “3차원 날개의 플러터 해석 결과와 풍동시험 결과의 비교연구”, 한국항공우주학회지, 제28권 제3호, 2000, pp. 53~63. 

    상세보기

  8. Kim, D. H., Park, Y. M., Lee I. and Kwon, O. J., "Nonlinear Aeroelastic 

    상세보기 crossref

  9. 김동현, 오세원, 박웅, "스테이터-로터 상호 간섭 및 점성효과를 고려한 케스케이드의 유체유발 진동해석", 한국소음진동공학회지, 제16권 제10호, 2006, pp. 1082-1088. 

  10. 김동현, 오세원, 이정진, "CFD/CSD 통합 연계기법을 이용한 3차원 곡면날개의 가상 플러터 시험", 한국소음진동공학회지, 제16권 제4호, 2006년 4월, pp. 355-365. 

  11. 김동현, 김유성, 박웅, “유동점성 및 공탄성 변형효과를 고려한 스테이터-로터 케스케이드 시스템의 성능평가”, 한국항공우주학회지, 제36권 제1호, 2008, pp. 72-78. 

    원문보기 상세보기

  12. 김동현, 김유성, 김요한, 오일권, “유도무기 날개 단면형상에 따른 초음속 및 극초음속 플러터 특성”, 한국소음진동공학회지, 제18권 제5호, 2008, pp. 496-502. 

    원문보기 상세보기 crossref

  13. 김요한, 김동현, 김유성, 김수현, “난류경계층 모델을 고려한 AGARD 445.6 날개의 플러터 해석 및 실험결과 비교”, 대한기계학회 춘계학술대회, 2009.05.08. 

  14. Christopher Rumsey, Robert Biedron, "Drag Workshop Results Using CFL3D", NASA Langley Research Center, Hampton, VA. 

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