[논문]공기역학적 성능 향상을 위한 플랩의 최적 위치 선정

강형민; 박영민; 김철완; 이창호

doi:10.6112/kscfe.2013.18.4.041

공기역학적 성능 향상을 위한 플랩의 최적 위치 선정
SELECTION OF THE OPTIMAL POSITION OF THE FLAP FOR THE IMPROVEMENT OF AERODYNAMIC PERFORMANCE 원문보기

한국전산유체공학회지 = Journal of computational fluids engineering, v.18 no.4 = no.63, 2013년, pp.41 - 46

강형민 (한국항공우주연구원, 공력성능팀) , 박영민 (한국항공우주연구원, 중형기체계설계팀) , 김철완 (한국항공우주연구원, 공력성능팀) , 이창호 (한국항공우주연구원, 공력성능팀)

Abstract ▼ AI-Helper

The selection of the optimal position of the flap was performed in order to improve the aerodynamic performance during the take-off and landing processes of aircraft. For this, the existing airfoils of the main wing and flap are selected as the baseline model and the lift coefficients (cl) according to angle of attacks (AOA) were calculated with the change of the position of flap airfoil. The objective function was defined as the consideration of the maximum cl, lift to drag ratio and cl at certain AOA. Then, at 121 experimental points within $20mm{\times}20mm$ domain, two dimensional flow simulations with Spalart-Allmaras turbulence model were performed concerning the AOA from 0 to 15 degree. If the optimal position was located at the domain boundary, the domain moved to the optimal position. These processes were iterated until the position was included in the inside of the domain. From these processes, the flow separation at low AOA was removed and cl increased linearly comparing with that of the baseline model.

주제어

AI 본문요약
AI-Helper

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문제 정의

4와 같이 받음각 대비 양력 곡선의 기울기가 증가함을 확인하였다. 이러한 유동 박리 현상은 양력 손실 및 항력 증가로 이어져서 공력 특성을 저하시키기 때문에 본 연구에서는 플랩의 위치를 조절하여 유동 박리를 지연하고 양력 손실을 개선하고자 하였다.
또한 설계 공간의 이동을 통하여 최적 위치가 설계 공간 경계가 아닌 설계 공간 내에 포함될 수 있도록 하였다. 이를 통해 플랩의 공간상에서의 위치 변화에 따른 비선형적인 공력 특성 변화 양상 및 그에 따른 최적 위치에 대해 보다 면밀하게 살펴보고자 하였으며, 향후 3차원 Flap의 최적 설계를 위한 기초 자료로 활용하고자 하였다.

가설 설정

본 연구에서는 착륙 조건을 가정하였으며 고고도의 공항 조건을 고려하여 고도 5000 ft의 대기 조건을 이용하였다. 자유류 속도는 Mach number 0.
본 연구에서는 상용 코드인 ANSYS FLUENT를 이용하여 2차원 유동 해석을 수행하였다. 이 때 착륙조건에서의 해석이기 때문에 순항 속도에 비해 유속이 작으므로, 본 연구에서는 비압축성 유동을 가정하였다. 지배 방정식으로는 NavierStokes 방정식을 이용하였으며, 난류 모델은 1방정식 모델인 Spalart-Allmaras 방법을 사용하였다[9].

제안 방법

실험점의 경우에는 각 좌표별로 11개씩 총 121개의 실험점을 설계 공간 내에 분포시켰다. 각각의 실험점에 대해서는 저받음각에서부터 고받음각까지 성능해석을 수행하였으며, 반응면을 구성을 통하여 최적 위치를 탐색하였다. 또한 설계 공간의 이동을 통하여 최적 위치가 설계 공간 경계가 아닌 설계 공간 내에 포함될 수 있도록 하였다.
따라서 본 연구에서는 1단 플랩에 대해서 플랩의 형상은 고정하고 플랩의 2차원 공간상에서의 위치만을 고려하여 설계 공간을 구성하였다. 실험점의 경우에는 각 좌표별로 11개씩 총 121개의 실험점을 설계 공간 내에 분포시켰다.
각각의 실험점에 대해서는 저받음각에서부터 고받음각까지 성능해석을 수행하였으며, 반응면을 구성을 통하여 최적 위치를 탐색하였다. 또한 설계 공간의 이동을 통하여 최적 위치가 설계 공간 경계가 아닌 설계 공간 내에 포함될 수 있도록 하였다. 이를 통해 플랩의 공간상에서의 위치 변화에 따른 비선형적인 공력 특성 변화 양상 및 그에 따른 최적 위치에 대해 보다 면밀하게 살펴보고자 하였으며, 향후 3차원 Flap의 최적 설계를 위한 기초 자료로 활용하고자 하였다.
이러한 해석 결과를 토대로 반응면을 구성하였으며, 반응면 상에서 최적 위치를 탐색하였다. 또한 최적 위치가 설계 공간의 경계에 위치할 경우 설계 공간을 이동하고 동일한 과정을 반복하여 새로운 최적 위치를 찾도록 하였다. 전체적인 최적 위치 탐색 과정을 정리하여 Fig.
본 논문에서는 기존의 주날개 익형 및 플랩 형상을 Baseline 모델로 하여 2차원 전산해석을 수행하였다. 그 결과 Baseline 모델의 경우 낮은 받음각에서 유동 박리로 인한 양력 계수의 손실이 일어나며, 받음각을 증가시킴에 따라 유동 박리 현상이 사라지면서 양력 계수가 증가함을 확인하였다.
본 연구에서는 상용 코드인 ANSYS FLUENT를 이용하여 2차원 유동 해석을 수행하였다. 이 때 착륙조건에서의 해석이기 때문에 순항 속도에 비해 유속이 작으므로, 본 연구에서는 비압축성 유동을 가정하였다.
그 결과 Baseline 모델의 경우 낮은 받음각에서 유동 박리로 인한 양력 계수의 손실이 일어나며, 받음각을 증가시킴에 따라 유동 박리 현상이 사라지면서 양력 계수가 증가함을 확인하였다. 이러한 낮은 받음각에서의 유동 박리 현상을 억제하고 착륙 시의 공력 특성 개선을 위해 본 연구에서는 최대양력계수, 받음각 0도에서의 양력계수, 받음각 8도에서의 양항비 등을 고려하여 목적함수를 선정하였으며, 최적 위치 탐색을 수행하였다. 그 결과 주익과 플랩 간의 간극이 줄어드는 방향으로 최적 위치가 도출되었다.
이후 Baseline 모델 주변에 적절한 설계 공간을 선정하고 플랩의 위치별 실험점을 선정하여 각 실험점별로 동일한 유동 해석을 수행하였다. 이러한 해석 결과를 토대로 반응면을 구성하였으며, 반응면 상에서 최적 위치를 탐색하였다. 또한 최적 위치가 설계 공간의 경계에 위치할 경우 설계 공간을 이동하고 동일한 과정을 반복하여 새로운 최적 위치를 찾도록 하였다.
9와 같이 양력 특성이 개선되었다. 이를 보다 명확하게 확인하기 위해 최종 위치에서 해석을 수행하여 얻어진 속도 Contour, 그리고 받음각 0도에서의 Baseline 모델 및 최종 위치에서의 플랩 주위 Streamline 분포를 각각 Fig. 10 및 11에 도시하였다. 그림에서 Baseline 모델에 비해 최적 위치에서는 낮은 받음각에서의 플랩 후방 유동 박리 현상이 크게 개선되었음을 확인할 수 있다.
EUROLIFT II 프로젝트에서는 유럽의 다양한 파트너끼리 각자의 최적화 방법 및 해석 기법을 이용하여 Trailing edge 플랩을 설계한 이후 서로 비교 검토를 수행하였다[2,3]. 이를 통하여 플랩의 최적의 형상을 선정한 이후 풍동 시험을 통하여 성능 시험을 수행하였다. 국내에서는 1단의 Fowler 플랩을 기반으로 하여 고양력 장치를 설계하고 풍동 시험을 수행하거나[4-6] 해석을 통하여 플랩의 위치 및 형상 최적화를 수행하는 연구가 수행되었다[7,8].
2로 하였으며, Baseline 모델에 대해 0, 2, 4, 6, 8, 10, 11, 12, 13, 14, 15도의 11개의 받음각에 대해 해석을 수행하였다. 이후 Baseline 모델 주변에 적절한 설계 공간을 선정하고 플랩의 위치별 실험점을 선정하여 각 실험점별로 동일한 유동 해석을 수행하였다. 이러한 해석 결과를 토대로 반응면을 구성하였으며, 반응면 상에서 최적 위치를 탐색하였다.
본 연구에서는 착륙 조건을 가정하였으며 고고도의 공항 조건을 고려하여 고도 5000 ft의 대기 조건을 이용하였다. 자유류 속도는 Mach number 0.2로 하였으며, Baseline 모델에 대해 0, 2, 4, 6, 8, 10, 11, 12, 13, 14, 15도의 11개의 받음각에 대해 해석을 수행하였다. 이후 Baseline 모델 주변에 적절한 설계 공간을 선정하고 플랩의 위치별 실험점을 선정하여 각 실험점별로 동일한 유동 해석을 수행하였다.

대상 데이터

이는 주익 및 플랩간의 Gap을 감소시키고 Overlap을 증가시키는 방향으로 위치가 이동되어야 함을 의미한다. 따라서 본 연구에서는 Fig. 6과 같이 최적 위치가 설계 공간 내에 포함될 수 있도록 설계 공간을 이동하였으며, 수정된 설계 공간에서 동일하게 2 mm 간격씩 총 121개의 실험점에 대해 재해석을 수행하였다. 이러한 과정을 총 5번 반복한 결과 Fig.
설계 영역을 정하는 데 있어서는 우선 Baseline model의 Leading edge 부분에 20 mm × 20 mm의 설계 공간을 설정하였으며, 각 방향별로 2 mm 간격씩 총 121개의 실험점을 선정하였다.
따라서 본 연구에서는 1단 플랩에 대해서 플랩의 형상은 고정하고 플랩의 2차원 공간상에서의 위치만을 고려하여 설계 공간을 구성하였다. 실험점의 경우에는 각 좌표별로 11개씩 총 121개의 실험점을 설계 공간 내에 분포시켰다. 각각의 실험점에 대해서는 저받음각에서부터 고받음각까지 성능해석을 수행하였으며, 반응면을 구성을 통하여 최적 위치를 탐색하였다.
지배 방정식으로는 NavierStokes 방정식을 이용하였으며, 난류 모델은 1방정식 모델인 Spalart-Allmaras 방법을 사용하였다[9]. 해석 격자의 경우 상용 프로그램인 GAMBIT을 이용하여 Fig. 1과 같이 전체 코드대비 35% 길이의 플랩 형상을 이용하였다. 이때 주익 대비 플랩의 전개 각도는 착륙 조건에 해당하는 플랩의 최대변위각으로 하였다.

이론/모형

이 때 착륙조건에서의 해석이기 때문에 순항 속도에 비해 유속이 작으므로, 본 연구에서는 비압축성 유동을 가정하였다. 지배 방정식으로는 NavierStokes 방정식을 이용하였으며, 난류 모델은 1방정식 모델인 Spalart-Allmaras 방법을 사용하였다[9]. 해석 격자의 경우 상용 프로그램인 GAMBIT을 이용하여 Fig.

성능/효과

본 논문에서는 기존의 주날개 익형 및 플랩 형상을 Baseline 모델로 하여 2차원 전산해석을 수행하였다. 그 결과 Baseline 모델의 경우 낮은 받음각에서 유동 박리로 인한 양력 계수의 손실이 일어나며, 받음각을 증가시킴에 따라 유동 박리 현상이 사라지면서 양력 계수가 증가함을 확인하였다. 이러한 낮은 받음각에서의 유동 박리 현상을 억제하고 착륙 시의 공력 특성 개선을 위해 본 연구에서는 최대양력계수, 받음각 0도에서의 양력계수, 받음각 8도에서의 양항비 등을 고려하여 목적함수를 선정하였으며, 최적 위치 탐색을 수행하였다.
이로 인해 유동 박리 현상이 개선되어 양력 계수가 크게 향상되었음을 확인하였다. 그 결과 전체 목적 함수는 Baseline 모델 대비 약 15% 정도 개선되었음을 확인하였다. 추후에는 최대양력계수의 개선을 위한 목적함수변경 및 3차원 상에서의 플랩 위치 변화에 따른 공력 성능 변화에 대해서도 계산을 수행할 예정이다.
이러한 낮은 받음각에서의 유동 박리 현상을 억제하고 착륙 시의 공력 특성 개선을 위해 본 연구에서는 최대양력계수, 받음각 0도에서의 양력계수, 받음각 8도에서의 양항비 등을 고려하여 목적함수를 선정하였으며, 최적 위치 탐색을 수행하였다. 그 결과 주익과 플랩 간의 간극이 줄어드는 방향으로 최적 위치가 도출되었다. 이로 인해 유동 박리 현상이 개선되어 양력 계수가 크게 향상되었음을 확인하였다.
6과 같이 최적 위치가 설계 공간 내에 포함될 수 있도록 설계 공간을 이동하였으며, 수정된 설계 공간에서 동일하게 2 mm 간격씩 총 121개의 실험점에 대해 재해석을 수행하였다. 이러한 과정을 총 5번 반복한 결과 Fig. 7과 같이 최적 위치가 설계 공간 내에 존재함을 확인하였다.
이는 받음각이 커지면서 주익 위아래에 주익-플랩 간의 유동 가속을 위한 충분한 압력차가 존재하게 되어 유동이 플랩에 다시 재부착되기 때문이다. 이렇게 유동 박리 현상이 일찍 일어나다가 사라지면서 Fig. 4와 같이 받음각 대비 양력 곡선의 기울기가 증가함을 확인하였다. 이러한 유동 박리 현상은 양력 손실 및 항력 증가로 이어져서 공력 특성을 저하시키기 때문에 본 연구에서는 플랩의 위치를 조절하여 유동 박리를 지연하고 양력 손실을 개선하고자 하였다.
그 결과 주익과 플랩 간의 간극이 줄어드는 방향으로 최적 위치가 도출되었다. 이로 인해 유동 박리 현상이 개선되어 양력 계수가 크게 향상되었음을 확인하였다. 그 결과 전체 목적 함수는 Baseline 모델 대비 약 15% 정도 개선되었음을 확인하였다.
표에서 C_L,max값은 약간 감소하는 데 반해 C_{L,α = 0} 및 L/D_{α = 8^o} 값은 크게 개선되었음을 알 수 있다. 이로 인해 최적 위치에서 Baseline 모델 대비 약 15% 정도 목적 함수가 개선되었음을 확인하였다. 그러나 최대양력계수의 경우에는 Baseline 모델에 비해 다소 낮아졌다.

후속연구

그 결과 전체 목적 함수는 Baseline 모델 대비 약 15% 정도 개선되었음을 확인하였다. 추후에는 최대양력계수의 개선을 위한 목적함수변경 및 3차원 상에서의 플랩 위치 변화에 따른 공력 성능 변화에 대해서도 계산을 수행할 예정이다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	항공기의 실속 속도를 낮출수록 어떤 이점이 생기는가?	항공기 이착륙 시의 공력 성능 개선을 위해 다양한 연구가 수행되고 있다. 이러한 이착륙 성능은 항공기의 실속 속도와 관련이 있으며, 실속 속도를 낮출수록 항공기 이착륙 시에 필요한 이착륙 거리가 줄어드는 장점을 갖게 된다. 이 때 실속 속도는 다음의 식 (1)과 같이 주어진다.
	항공기의 실속 속도를 낮추기 위한 방법에는 무엇이 있는가?	따라서 실속 속도를 낮추기 위해서는 항공기의 무게를 줄이거나 날개의 면적을 키우는 방법, 마지막으로 날개의 CL,max를 키우는 등의 3가지 방법을 생각할 수 있다. 이 중 항공기의 무게나 날개 면적 등은 성능요구조건에 의해 결정되어 있는 경우가 많기 때문에 일반적으로 고양력을 발생시켜 CL,max를 크게 하여 실속 속도를 낮추게 된다.
	플랩이란 무엇인가?	이러한 고양력 발생 장치의 대표적인 예로 Flap을 들 수 있다. 플랩은 항공기 주날개의 뒷전에 장착되어 주날개 Camber를 바꿈으로써 높은 양력을 발생시키는 고양력 장치의 일종이다. 특히 항공기 이착륙 시에는 항공기의 안전성 향상을 위해 낮은 속도에서 높은 양력이 요구되기 때문에 기존의 날개에서 전개되는 방식을 통하여 플랩이 사용되고 있다.

참고문헌 (10)

2003, Reckzeh, D., "Aerodynamic Design of the High-Lift-Wing for a Magaliner Aircraft," Aerospace Science and Technology, Vol.7, pp.107-119.

상세보기
2007, Wild, J., Brezillon, J., Amognon, O., Quest, J., Moens, F. and Quagliarella, D., "Advanced High-Lift Design by Numerical Methods and Wind Tunnel Verification within the European Project EUROLIFT II," 25th AIAA Applied Aerodynamics Conference, AIAA 2007-4300.
2005, Brezillon, J. and Wild, J., "Evaluation of Different Optimization Strategies for The Design of a High-Lift Flap Device," EUROGEN 2005, ISBN: 3-00-017534-2.
1974, Wentz Jr., W.H. and Seetbaram, H.C., "Development of a Fowler Flap system for a High Performance General Aviation Airfoil," NASA CR-2443.
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2010, Lee, Y., Kim, C. and Cho, T., "High Lift Device Design Optimization and Wind Tunnel Tests," Aerospace Engineering and Technology, Vol.9, No.1, pp.78-83.
2011, Park, Y., Kim, C., Chung, J. and Lee, H., "Azerodynamic Design of High Lift Device for UAV Scale Aircraft," Korea Institute of Military Science and Technology Spring Conference.
2012, Park, Y., Chung, J. and Lee, H., "Aerodynamic Design Optimization of High Lift Device Flap Shape," The Society for Aerospace System Engineering Fall Conference.
1992, Spalart, P.R. and Allmaras, S.R., "A One Equation Turbulence Model for Aerodynamic Flows," AIAA 30th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, AIAA 92-0439.
2013, Park, Y., Kang, H., Chung, J. and Lee, H., "Optimization of Flap Shape and Position for Two-Dimensional High Lift Device Configuration," Korean Society for Computational Fluids Engineering Spring Conference, pp.281-285.

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