[논문]고받음각 2차원 에어포일 주위의 비정상 유동의 진동 특성에 관한 연구

유재경; 김재수

doi:10.6112/kscfe.2013.18.1.001

고받음각 2차원 에어포일 주위의 비정상 유동의 진동 특성에 관한 연구
ANALYSIS OF UNSTEADY OSCILLATING FLOW AROUND TWO DIMENSIONAL AIRFOIL AT HIGH ANGLE OF ATTACK 원문보기

한국전산유체공학회지 = Journal of computational fluids engineering, v.18 no.1 = no.60, 2013년, pp.1 - 6

Abstract ▼ AI-Helper

Missile and fighter aircraft have been challenged by low restoring nose-down pitching moment at high angle of attach. The consequence of weak nose-down pitching moment can be resulting in a deep stall condition. Especially, the pressure oscillation has a huge effect on noise generation, structure damage, aerodynamic performance and safety, because the flow has strong unsteadiness at high angle of attack. In this paper, the unsteady aerodynamics coefficients were analyzed at high angle of attack up to 50 degrees around two dimensional NACA0012 airfoil. The two dimensional unsteady compressible Navier-Stokes equation with a LES turbulent model was calculated by OHOC (Optimized High-Order Compact) scheme. The flow conditions are Mach number of 0.3 and Reynolds number of $10^5$. The lift, drag, pressure, entropy distribution, etc. are analyzed according to the angle of attack. The results of average lift coefficients are compared with other results according to the angle of attack. From a certain high angle of attack, the strong vortex formed by the leading edge are flowing downstream as like Karman vortex around a circular cylinder. The primary and secondary oscillating frequencies are analyzed by the effects of these unsteady aerodynamic characteristics.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

본 논문에서는 2차원 비정상 압축성 Navier- Stokes 방정식과 LES모델을 사용하여 NACA0012날개주위에서 마하수 0.3, 레이놀즈 수 105일 때, 받음각 10° ~ 50°에서의 유동을 분석하여, 정적실속에서 동적실속특성으로 천이되는 과정을 분석였다.
본 논문에서는 고해상도 수치기법을 익형주위의 비정상 유동에 적용함으로써 실속과정의 이해에 필수적인 박리현상 및 이후에 발생하는 와류의 거동에 관한 체계적인 이해를 얻고자 한다. 지배방정식은 Navier-Stokes방정식을 사용하고 난류 모델은 LES 모델[5,6]을 사용하였다.

제안 방법

아음속에서 음향파가 전파해 가면서 경계면에 도달했을 때, 물리적인 반사파와 수치적으로 발생하는 비 물리적인 반사파가 발생한다. 경계면에서 발생하는 비 물리적인 반사를 억제하기 위한 특성치 경계조건을 적용하였다. 그러나 와류와 같은 격변하는 유동이 경계면을 빠져나가게 되면, 특성치 경계조건만으로 비 물리적인 반사파를 억제하기 어렵다.
중앙차분법인 OHOC 기법의 특성으로 인한 소산오차와 확산오차를 억제하기 위하여 인공감쇄모델을 사용하였다. 경계조건으로는 경계에서 발생하는 비 물리적인 반사파를 억제하기 위하여 띠형 특성치경계조건을 적용하였다.
계산 모델로는 마하수 0.3, 레이놀즈수 105일 때 받음각 α= 10°~50°에 대해 NACA0012 날개 주위의 유동특성을 분석하였다.
계산과정의 검증을 위하여 고정된 실린더주위유동을 계산 하여 자연 칼만 와흘림 주파수를 계산하였다. Fig.
마하수 0,3이고, Re = 105인 유동조건에서 받음각이 10°~50°에 대해 NACA0012 날개 주위의 유동특성을 분석하였다.

대상 데이터

격자계는 Fig. 1과 같은 O-형 격자계를 사용하였고, 몇 종류의 격자계를 시험 계산하여 충분히 격자 수렴성을 보인 격자 개수로 280×131를 선정하여 사용하였다.

이론/모형

본 논문에서는 Sandberg, et al.[11]이 연구한 띠형상 특성치(Zonal characteristic) 경계조건을 적용하였다. 띠형상 특성치 경계조건은 기존의 지역 특성치(Local characteristic) 경계조건을 바탕으로 개발된 방법으로 기존의 특성치 경계조건에 비교적 쉽게 적용할 수 있는 장점을 가지고 있다.
이러한 오차를 줄이고 해의 안정성을 높이기 위해, Kim and Lee[8]가 제안한 인공감쇄모델을 사용하였다. 난류모델은 LES 모델[5,6]을 2차원 유동에 적용하였으며, 2차원 유동에 성공적으로 적용되는 예들을 Kim et al.[9] 및 Winckelmans et al.
3, 레이놀즈 수 10⁵일 때, 받음각 10° ~ 50°에서의 유동을 분석하여, 정적실속에서 동적실속특성으로 천이되는 과정을 분석였다. 수치기법은 4차 정밀도의 Runge-Kutta 방법과 공간에 대하여는 4차의 정밀도인 OHOC(Optimizedl High Order Compact)기법을 사용하였다. 중앙차분법인 OHOC 기법의 특성으로 인한 소산오차와 확산오차를 억제하기 위하여 인공감쇄모델을 사용하였다.
지배방정식은 Navier-Stokes방정식을 사용하고 난류 모델은 LES 모델[5,6]을 사용하였다. 수치기법은 고해상도 수치기법인 OHOC(Optimized High-Order Compact Scheme)기법이 사용되었고, 시간차분법으로는 4차 Runge-Kutta 기법[6,7]이 사용되었다. 계산 모델로는 마하수 0.
시간에 대해서 고차, 고해상도의 높은 정확도를 유지하기 위하여 4차 정밀도의 Runge-Kutta 방법을 사용하였고, 공간에 대하여는 4차의 정밀도를 가지기 위하여 고차, 고해상도 수치 기법인 OHOC(Optimized High-Order Compact)기법을 사용하였다. 수치 미분은 식 (2)와 같은 7격자점을 이용한 내재적 방법에 의해 구한다.
OHOC 기법은 공간에 대해서 높은 해상도를 얻을 수 있으나, 최적화된 계수를 사용하여도 전방차분법 (Upwind Scheme)처럼 파의 전파특성을 정확히 모사하지 못함으로 인해 수치 안정성에 큰 영향을 주는 소산오차와 확산오차가 발생한다. 이러한 오차를 줄이고 해의 안정성을 높이기 위해, Kim and Lee[8]가 제안한 인공감쇄모델을 사용하였다. 난류모델은 LES 모델[5,6]을 2차원 유동에 적용하였으며, 2차원 유동에 성공적으로 적용되는 예들을 Kim et al.
이러한 종류의 중앙차분법만을 이용하면 전단오차(Truncation Error)와 위상오차(Phase Error)를 갖게 되는데, 이러한 오차를 최소화하기 위해서 퓨리에 분석(Fourier Analysis)를 통하여 α, β 및 a 값은 Kim and Lee[7]가 제안한 계수를 사용하였다.
수치기법은 4차 정밀도의 Runge-Kutta 방법과 공간에 대하여는 4차의 정밀도인 OHOC(Optimizedl High Order Compact)기법을 사용하였다. 중앙차분법인 OHOC 기법의 특성으로 인한 소산오차와 확산오차를 억제하기 위하여 인공감쇄모델을 사용하였다. 경계조건으로는 경계에서 발생하는 비 물리적인 반사파를 억제하기 위하여 띠형 특성치경계조건을 적용하였다.
본 논문에서는 고해상도 수치기법을 익형주위의 비정상 유동에 적용함으로써 실속과정의 이해에 필수적인 박리현상 및 이후에 발생하는 와류의 거동에 관한 체계적인 이해를 얻고자 한다. 지배방정식은 Navier-Stokes방정식을 사용하고 난류 모델은 LES 모델[5,6]을 사용하였다. 수치기법은 고해상도 수치기법인 OHOC(Optimized High-Order Compact Scheme)기법이 사용되었고, 시간차분법으로는 4차 Runge-Kutta 기법[6,7]이 사용되었다.

성능/효과

또한 유입 유동 속도변화의 크기가 양력 크기에 결정적인 영향을 미침을 밝혔으며, 최적의 무차원 주파수는 kopt ≈ 1임을 간단한 분석방법을 통해 해석적으로 설명하였다.
Gursul and Ho[1]는 비정상 유동에서 날개의 양력에 영향을 주는 변수들의 효과에 관하여 연구하였다. 이 논문에서 실속 후에 시간 평균 양력을 최대로 만드는 최적의 무차원 주파수가 있으며, 그 주파수는 자연 와류 쉐딩 주파수(natural vortex shedding frequency)와 같은 정도의 크기임에도 불구하고, 후류의 불안정성과 관계없음을 밝혔다. 또한 유입 유동 속도변화의 크기가 양력 크기에 결정적인 영향을 미침을 밝혔으며, 최적의 무차원 주파수는 k_opt ≈ 1임을 간단한 분석방법을 통해 해석적으로 설명하였다.
특히, 공력계수에 대한 FFT 분석에서 받음각 30° 이상에서는 주기적 특성이 주진동주파수 및 2차진동주파수 특성이 나타나고, 이 진동 주파수 특성은 받음각이 커짐에 따라 일정 값에 수렴하는 것을 보여준다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	고받음각 영역에서 공기력의 급격한 변화는 무엇에 영향을 주는가?	그에 따라 고받음각에서의 공기역학적 특성에 대한 연구가 활발히 진행되고 있다. 고받음각 영역에서 공기력의 급격한 변화는 조종성과 안정성에 큰 영향을 준다. 따라서 높은 비행 성능을 위해서는 고받음각 영역에서의 공기역학적 특성에 대한 정확한 이해가 필요하다.
	비행기 날개의 발전은 무엇에 의하여 이루어져왔는가?	비행기 날개의 발전은 날개의 단면 형상인 에어포일(airfoil)의 개발과 그 성능의 향상에 의해 이루어져왔다. 최근 들어고받음각에서의 조종성과 기동성을 갖춘 항공기에 대한 관심이 높다.
	고받음각 익형주위 유동장으로 인한 와동은 무엇의 원인이 되는가?	고받음각 익형주위 유동장에 관한 연구는 최대양력의 증가와 저항 감소를 추구하는 성능 향상을 위해 많은 연구자들에 의하여 수행되어 왔다. 이 유동장은 비정상의 복잡한 와동의 생성, 소멸로 특징지어지며, 이러한 와동은 소음 및 진동의 원인이 되기도 한다. 따라서 이러한 문제를 해결하기 위해서는 기본적인 유동장에 대한 보다 정확한 이해가 중요하다.

참고문헌 (18)

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저자의 다른 논문 :

표제어: PCR

동의어: Packet Collision Rate

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용어 설명: PCR은 세균 특이성이 있는 primer를 이용하여 적은 수의 세균이 있을지라도 쉽게 검출할 수 있는 유용한 방법이며, 이를 이용하여 구강 내 치면세균막이나 타액에서 직접 세균을 검출할 수 있게 되었다[8].

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