선택한 단어 수는 입니다.
최소 단어 이상 선택하여야 합니다.
최소 단어 이상 선택하여야 합니다.
선택한 단어 수는 30입니다.
최대 10 단어까지만 선택 가능합니다.
최대 10 단어까지만 선택 가능합니다.
문제 정의
- 서로 다른 형상의 외부 장착물이 장착될 때 수평미익에 미치는 공탄성 특성을 파악하기 위한 유체-구조연계해석을 수행하였다. 정상상태 공력 해석을 통해 점성 및 비점성 영향성에 대한 검토를 수행하였다.
가설 설정
- 받음각 2.5°, 해면고도로 가정하여 압력(total pressure) 101,325 Pa, 온도 288.15 K에 대하여 해석을 수행하였다.
제안 방법
- ABAQUS에서 고유진동해석을 위해 만든 수평 미익의 유한요소모델에 사용된 전체 절점 수는 1,328개 요소는 1,980개이며, 회전축 표현을 위한 B31, 하니콤 표현을 위한 C3D6와 C3D8, 스킨을 표현하기 위한 S4R5와 STRI3로 5가지 종류의 요소를 적용하였다.
- 0 GB RAM 을 장착한 개인용 컴퓨터(PC)를 이용하였다. CFD 해석에 1개의 CPU를 이용하고 나머지 한 개의 CPU를 이용하여 FEM 해석 및 보간, 사상을 통한 입력 자료를 작성하도록 하였다.
- 주 날개에 장착되는 외부 장착물은 275 gallon 연료탱크, 활공비행체, CBU-58을 각각 고려하였다. 계산 시간 및 관심사항을 고려하여 항공기의좌측 반쪽형상을 모델링하였다. 외곽 경계조건은면 대칭과 반경 100 m인 반구에 대하여 원방경계 조건(far-field boundary condition)을 고려하였으며, 엔진 입구 및 출구에서의 이상 유동 발생을 방지하기 위하여 외곽경계와 동일한 경계조건으로 고려하였다.
- 공력의 비정상상태 에서 자료교환을 위하여 코드에서 제공하는 사용자 인터페이스 함수(User Define Function : UDF)를 이용하였다. 계산된 하중 및 변위결과를 다시 입력 자료로 사용하기 위하여 보간 및 사상이 필요하며, 이를 위하여 전역지지(globally support) 방사기저함수(radial basis function)를 이용한, 자체 작성된 Code-bridge[9] 소프트웨어를 이용하여 보간 및 가상일 원리를 이용한 사상을 수행하였다.
- 이는 상부날개 뒷전 부위에서 점성을 고려하지 않는 경우 보다 빠른 충격파의 발생으로 인해 야기된 것으로 판단된다. 따라서 공탄성 특성 해석은 비점성을 기본으로 수행하였다.
- 비행 운용속도를 고려하여 마하수 1.0에서 각 형상에 대한 비점성 및 점성(Spalart-Allmaras 1 차식 model)을 고려한 유동해석을 수행하였다. 받음각 2.
- 계산 시간 및 관심사항을 고려하여 항공기의좌측 반쪽형상을 모델링하였다. 외곽 경계조건은면 대칭과 반경 100 m인 반구에 대하여 원방경계 조건(far-field boundary condition)을 고려하였으며, 엔진 입구 및 출구에서의 이상 유동 발생을 방지하기 위하여 외곽경계와 동일한 경계조건으로 고려하였다. Fig.
- 외부장착물 장착에 따른 공탄성 특성을 파악하기 위하여 장착물이 없는, 단순히 파일론만 장착된 형상에 대하여 우선적으로 검토하였다.
- 많은 절점 수에 의해 식 (6)의 역행렬 계산 시메모리 부족현상 및 과도하게 요구되는 계산시간 문제를 해결하기 위해 절점분할기법을 적용하였다. 우선 구조모델에서 하중의 작용위치, 변형된 형상의 형태, 공력절점의 분포 등을 고려하여 적절한 수의 절점을 선정하고 구조모델의 대표절점으로 결정한다. 한편 공력 모델의 절점은 위치에 대하여 불규칙하게 적절한 수로 분할하여 그룹을 구성한다.
- 유체-구조연계해석은 개발한 Code-Bridge 프로그램을 이용하여 연계하였다. 고려한 해석조건은 비행 마하수 1.
- 이용된 동적 구조해석은 모달 중첩법(modal superposition)을 이용한 선형해석이 아닌, 직접 적분법(direct integration)을 이용하고 있으므로 충분히 많은 모드를 고려하기 위하여 1주기 시간을 0.0005초로 사용하였으며, 이것은 1000 Hz 고차모드까지 고려함을 의미한다. 구조댐핑(βR)은 1.
- 서로 다른 형상의 외부 장착물이 장착될 때 수평미익에 미치는 공탄성 특성을 파악하기 위한 유체-구조연계해석을 수행하였다. 정상상태 공력 해석을 통해 점성 및 비점성 영향성에 대한 검토를 수행하였다. 구조해석은 시험결과를 이용한, 최적화기법을 적용하여 동적모델 최신화를 수행하고 이의 결과를 동적해석에 이용하였다.
- 진폭의 형태나 시간반응이 아주 유사한 형태를 나타 내고 있다. 주기 내 많은 반복계산이 오차를 줄이는 효과가 있을 것으로 예상되나, 이는 전체 계산 소요시간에 연관되며, 효율적인 해석을 위하여 본 연구에는 10회의 반복회수를 사용하였다.
- 초기 작용하중을 구하기 위하여 FLUENT를 이용하여 정상상태 해석을 수행하고, 이를 초기 값으로 비정상 상태를 주어진 시간 동안 해석한다. 현 주기에서 비정상 공력을 해석하고 계산되어진 하중을 FLUENT의 UDF를 이용하여 파일로 저장하며, ABAQUS에 의해 구해진 변형을 이용한 방사기저함수 보간 결과를 공력해 석용 절점번호 및 3축 좌표로 입력받아 형상을 최신화 하고, 다음 해석주기를 계산한다.
- 한편 구조해석 시 주기 내 시간 증분은 자동옵션(HAFTOL)을 이용하였으며, CFD 해석 시 1주기 내 반복회수를 결정하기 위하여 회수에 대한 영향성을 검토하였다. 파일론만 장착된 형상에서, 해면고도, 마하 1.
- 표에서 Mixed 매쉬는 삼각뿔, 사각뿔 및 육면체 매쉬로 구성된 수평미익 구역이다. 항공기 동체는 경계층을 생성하지 않았으며, 주 날개 및 외부 장착 물에는 단층의 경계층을 두어 수렴성을 높이도록 하였다. 형상의 복잡성에 따라 요소 및 절점의 수를 증가시켜 모델링하였다.
- 본 연구에서는 외부장착물의 형상에 따른 F-5항공기 수평미익의 공탄성 특성을 파악하기 위하여 상용 코드인 FLUENT[7]와 구조비선형 해석 상용코드인 ABAQUS[8]를 약결합 방식으로 사용 하였다. 해석은 운용중인 형상과 수정된 형상에 서의 거동을 비교하기 위하여 마하수 1.0, 해수면 고도를 고려하여 수행하였다. 공력의 비정상상태 에서 자료교환을 위하여 코드에서 제공하는 사용자 인터페이스 함수(User Define Function : UDF)를 이용하였다.
- 해석은 운용중인 형상과 수정된 형상에서의 거동을 비교하기 위하여 Mach1.0, 해수면고도를 고려하여 수행하였다.
- 초기 작용하중을 구하기 위하여 FLUENT를 이용하여 정상상태 해석을 수행하고, 이를 초기 값으로 비정상 상태를 주어진 시간 동안 해석한다. 현 주기에서 비정상 공력을 해석하고 계산되어진 하중을 FLUENT의 UDF를 이용하여 파일로 저장하며, ABAQUS에 의해 구해진 변형을 이용한 방사기저함수 보간 결과를 공력해 석용 절점번호 및 3축 좌표로 입력받아 형상을 최신화 하고, 다음 해석주기를 계산한다. 초기의 구조형상 및 공력 형상은 계속적으로 보관하고 있으며, 계산에 의해 변형된 구조형상을 이용하는 보간을 수행하여 변형된 공력 모델을 구한다.
- 항공기 동체는 경계층을 생성하지 않았으며, 주 날개 및 외부 장착 물에는 단층의 경계층을 두어 수렴성을 높이도록 하였다. 형상의 복잡성에 따라 요소 및 절점의 수를 증가시켜 모델링하였다.
대상 데이터
- 본 연구에서 고려한 항공기의 기본 모델은 동 체 중앙에 300 gallon 연료탱크가 장착되고 주날개에는 한 개의 파일론(pylon)과 날개 끝에 미사일 발사대(rail launcher)가 장착된 형상이다. 수평미익 장착부는 독립된 구역(zone)으로 설정하고 나머지 공간은 다면체 격자(polyhedral mesh) 로 공력해석 격자를 작성하였다.
- 연료탱크의 크기는 φ 0.55 m × L 4.24 m 이며 3개의 꼬리 날개가 있다.
- 주 날개에 장착되는 외부 장착물은 275 gallon 연료탱크, 활공비행체, CBU-58을 각각 고려하였다. 계산 시간 및 관심사항을 고려하여 항공기의좌측 반쪽형상을 모델링하였다.
이론/모형
- ABAQUS해석은 재 수행기법(restart method)을 이용하며, 모달중첩법이 아닌 직접-해 동적해석기법(direct-solution dynamic analysis procedures)을 적용하였다.
- 0, 해수면 고도를 고려하여 수행하였다. 공력의 비정상상태 에서 자료교환을 위하여 코드에서 제공하는 사용자 인터페이스 함수(User Define Function : UDF)를 이용하였다. 계산된 하중 및 변위결과를 다시 입력 자료로 사용하기 위하여 보간 및 사상이 필요하며, 이를 위하여 전역지지(globally support) 방사기저함수(radial basis function)를 이용한, 자체 작성된 Code-bridge[9] 소프트웨어를 이용하여 보간 및 가상일 원리를 이용한 사상을 수행하였다.
- 정상상태 공력 해석을 통해 점성 및 비점성 영향성에 대한 검토를 수행하였다. 구조해석은 시험결과를 이용한, 최적화기법을 적용하여 동적모델 최신화를 수행하고 이의 결과를 동적해석에 이용하였다.
- 많은 절점 수에 의해 식 (6)의 역행렬 계산 시메모리 부족현상 및 과도하게 요구되는 계산시간 문제를 해결하기 위해 절점분할기법을 적용하였다. 우선 구조모델에서 하중의 작용위치, 변형된 형상의 형태, 공력절점의 분포 등을 고려하여 적절한 수의 절점을 선정하고 구조모델의 대표절점으로 결정한다.
- 본 연구에서는 방사기저 함수를 이용한 보간 기법을 사용하였으며 유클리드 거리(Euclidean distance)와 가중치(weight)의 선형 조합으로 식 (1)과 같이 유도 된다.
- 본 연구에서는 외부장착물의 형상에 따른 F-5항공기 수평미익의 공탄성 특성을 파악하기 위하여 상용 코드인 FLUENT[7]와 구조비선형 해석 상용코드인 ABAQUS[8]를 약결합 방식으로 사용 하였다. 해석은 운용중인 형상과 수정된 형상에 서의 거동을 비교하기 위하여 마하수 1.
- 설계목표값과 가중치를 이용하여 단일목적함수로 변환하여 계산을 수행하는, 목표달성기법(goal attainment method)을 사용하였다.
- 15 K에 대하여 해석을 수행하였다. 해석은 운용 마하수를 고려하여 밀도기준, 내연적(implicity) 수치기법을 이용하였다.
성능/효과
- 유체-구조연계해석은 개발한 Code-Bridge 프로그램을 이용하여 연계하였다. 고려한 해석조건은 비행 마하수 1.0, 해수면 고도이며, 고려한 장착물 형상에서 항공기의 수평미익에 플러터가 발생하지 않음을 확인하였다.
- 10은 앞전 및 뒷전 절점의 x, y-방향 변위를 보이고 있다. 미익의 뒷전 절점이 앞전 절점에 비해 진폭이 크게 나타났으며, 주파수 결과 3차 진동수까지 명확히 파악되었다.
- 수평미익에 미치는 영향 정도는 외부 장착물에 의해 발생하는 공기력 특성에 따라 다르며, 외부 장착물의 크기보다 형상의 복잡성인 것으로 파악된다. 수평미익의 z-방향 진폭의 크기는 CBU-58을 장착하는 경우 가장 크게 나타났으며, 활공비행체, 파일론, 연료탱크를 장착하는 경우의 순으로 작게 나타났다. 물리적인 현상을 명확히 파악하기 위하여 주파수영역에서의 해석이 추가 적으로 필요한 것으로 판단된다.
후속연구
- 개발된 유체-구조 연계해석 기법(Code-bridge) 은 더욱 요구되어지는 실제현상을 모사하고자하는 여러 분야의 해석 tool로 사용분야가 확대될 것으로 예상된다.
- 더욱이 초음속 기동을 하는 전투기의 경우 외부장착물의 위치 및 배열에 따라 유동상태는 심각하게 변화될 수 있다. 따라서 장착물 자체의 공탄성 특성뿐 아니라, 요구되는 장착물 배열, 형상에 따른 유동 및 공탄성 현상의 파악은 항공기 개발단계 및 항공무장의 추가 적인 개발 시 필수적으로 요구된다.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.