Dynamic Mesh 기법을 활용한 무미익 비행체 종축 동안정 미계수 예측 Estimation of Longitudinal Dynamic Stability Derivatives for a Tailless Aircraft Using Dynamic Mesh Method원문보기
기동 성능과 스텔스 성능을 극대화시키기 위해 무미익 람다(lambda) 형상의 무인전투기에 대한 연구개발이 각 국에서 활발히 진행되고 있다. 이러한 형상의 비행체는 불안정한 동적 비행특성을 가질 가능성이 높으며, 이를 비행제어 시스템으로 제어하기 위해서는 보다 정확한 동안정 미계수 예측이 필수적이다. 본 연구에서는 풍동기법의 단점을 보완하고 순수 공기역학적 동안정 미계수를 예측하기 위해 전산유체역학의 Dynamic Mesh 기법을 적용하여 강제진동법을 모사하였고, 해석결과를 기존에 확보한 시험결과와 비교하여 검증하였다. 해석결과는 종축 동안정 미계수에 국한하였으며, 무미익 람다 형상의 기준 받음 각, 진동주파수, 진동폭 등의 변화에 따른 동안정 미계수 변화 경향성을 파악하였다. 전산해석 결과는 풍동시험 데이터와 유사한 경향성을 보였으며, 제시된 연구기법을 통해 항공기 동안정 미계수를 효율적으로 구할 수 있음을 확인하였다.
기동 성능과 스텔스 성능을 극대화시키기 위해 무미익 람다(lambda) 형상의 무인전투기에 대한 연구개발이 각 국에서 활발히 진행되고 있다. 이러한 형상의 비행체는 불안정한 동적 비행특성을 가질 가능성이 높으며, 이를 비행제어 시스템으로 제어하기 위해서는 보다 정확한 동안정 미계수 예측이 필수적이다. 본 연구에서는 풍동기법의 단점을 보완하고 순수 공기역학적 동안정 미계수를 예측하기 위해 전산유체역학의 Dynamic Mesh 기법을 적용하여 강제진동법을 모사하였고, 해석결과를 기존에 확보한 시험결과와 비교하여 검증하였다. 해석결과는 종축 동안정 미계수에 국한하였으며, 무미익 람다 형상의 기준 받음 각, 진동주파수, 진동폭 등의 변화에 따른 동안정 미계수 변화 경향성을 파악하였다. 전산해석 결과는 풍동시험 데이터와 유사한 경향성을 보였으며, 제시된 연구기법을 통해 항공기 동안정 미계수를 효율적으로 구할 수 있음을 확인하였다.
For stealth performance consideration, many UAV designs are adopting tailless lambda-shaped configurations which are likely to have unsteady dynamic characteristics. In order to control such UAVs through automatic flight control system, more accurate estimation of dynamic stability derivatives becom...
For stealth performance consideration, many UAV designs are adopting tailless lambda-shaped configurations which are likely to have unsteady dynamic characteristics. In order to control such UAVs through automatic flight control system, more accurate estimation of dynamic stability derivatives becomes essential. In this paper, dynamic stability derivatives of a tailless lambda-shaped UAV are estimated through numerically simulated forced oscillation method incorporating dynamic mesh technique. First, the methodology is validated by benchmarking the CFD results against previously published experimental results of the Standard Dynamics Model(SDM). The dependency of initial angle of attack, oscillation frequency and oscillation magnitude on the dynamic stability derivatives of a tailless UAV configuration is then studied. The results show reasonable agreements with experimental reference data and prove the validity and efficiency of the concept of using CFD to estimate the dynamic derivatives.
For stealth performance consideration, many UAV designs are adopting tailless lambda-shaped configurations which are likely to have unsteady dynamic characteristics. In order to control such UAVs through automatic flight control system, more accurate estimation of dynamic stability derivatives becomes essential. In this paper, dynamic stability derivatives of a tailless lambda-shaped UAV are estimated through numerically simulated forced oscillation method incorporating dynamic mesh technique. First, the methodology is validated by benchmarking the CFD results against previously published experimental results of the Standard Dynamics Model(SDM). The dependency of initial angle of attack, oscillation frequency and oscillation magnitude on the dynamic stability derivatives of a tailless UAV configuration is then studied. The results show reasonable agreements with experimental reference data and prove the validity and efficiency of the concept of using CFD to estimate the dynamic derivatives.
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가설 설정
CFD 해석은 상용 해석코드인 Ansys Fluent의 pressure-based coupled solver를 사용하였다. 풍동시험 결과와의 비교를 위해 저아음속 영역에서 해석을 수행하였기 때문에 비압축성을 가정하였고, 비정상 유동해석을 위해 transient solver를 사용하였다. 비정상 유동 해석의 효율성을 높이기 위해 점성효과를 고려하지 않았으며, 종축 동안정 예측 시 항공기 좌우의 유동이 대칭인 것으로 가정할 수 있기 때문에 symmetry 경계조건을 적용하여 유동영역 반만 해석하였다.
한편, 조화진동 중에 있는 항공기 모델에 작용하는 순수 공기역학적 피칭모멘트의 시간이력데이터는 강제진동 함수인 sine 함수에 대해 δ만큼의 위상각(phase angle) 차이를 갖고 CmA의 진폭으로 진동하는 함수로 반응한다고 가정하여 다음과 같이 일반화하여 표현할 수 있다.
제안 방법
CFD 해석을 위한 격자계는 Ansys사의 상용프로그램인 Gambit과 T-grid를 사용하여 비정렬격자방식으로 생성하였다. 격자계의 밀집도(mesh density) 효과 분석을 위해 고밀집 격자(fine mesh)를 tetrahedral 방식으로 먼저 생성하였고, 이를 상용 해석코드인 Fluent에 입력하여 polyhedral 격자계로 변환하는 과정을 통해 저밀도 격자(coarse mesh)를 생성하였다.
계산된 종축 미계수 값을 기존에 확보된 풍동시험데이터와 비교함으로써, 제시된 기법의 정확성과 효용성을 검증하였다. CFD로 계산된 모멘트 결과를 동안정 미계수로 변환하는 여러 기법을 비교 검증하였으며, 강제진동의 진폭, 진동주기 그리고 기준받음각 변화에 따른 동안정 미계수 특성을 파악하였다.
본 연구에서는 CFD 기반의 강제진동 기법을 활용하여 항공기의 동안정 미계수를 계산하였다. SDM 모델에 대한 풍동시험 결과와의 비교를 통해 해석절차에 대한 검증을 실시하였고, 무미익 UAV 형상에 대한 동안정 미계수를 예측하여 실험결과와 비교하였으며 다음과 같은 결과를 얻었다.
CFD 해석을 위한 격자계는 Ansys사의 상용프로그램인 Gambit과 T-grid를 사용하여 비정렬격자방식으로 생성하였다. 격자계의 밀집도(mesh density) 효과 분석을 위해 고밀집 격자(fine mesh)를 tetrahedral 방식으로 먼저 생성하였고, 이를 상용 해석코드인 Fluent에 입력하여 polyhedral 격자계로 변환하는 과정을 통해 저밀도 격자(coarse mesh)를 생성하였다.
고 받음각 영역에서의 진동주파수 영향성 증가에 대한 원인을 규명하기 위해 Fig. 9에 진동주파수에 따른 피칭 모멘트 hysteresis 변화를 저 받음각과 고 받음각에서 각각 비교하였다. 기준받음각 0°에서는 받음각 변화에 따른 hysteresis가 비교적 선형적으로 발생하였고, 주파수에 비례하는 만큼 hysteresis 크기가 변화하기 때문에 진동주파수로 무차원화 시키면 동안정미계수 값은 거의 변하지 않게 된다.
3 정도의 # 값은 무시할 수 있을 정도의 오차범위 내에 있는 것으로 판단된다. 두 격자의 결과 값 차이가 거의 없는 것으로 판단하여 추후 해석에는 polyhedral 방식의 저밀도 격자를 사용하였다.
무미익 UAV 형상에 대한 전산해석의 정확성을 검증하기 위해 Fig. 5와 같은 2개의 서로 다른 격자를 사용하여 격자 해상도에 따른 미계수 값의 수렴성을 파악하였다. 고밀집 격자는 tetrahedral 방식의 비정렬 격자로서 약 590만개의 셀(cell)로 이루어져 있으며, 이를 Fluent에서 polyhedral 격자로 변환하여 약 120만개 셀의 저밀집 격자를 구성하였다.
본 연구에서는 CFD 기반의 강제진동 기법을 활용하여 항공기의 동안정 미계수를 계산하였다. SDM 모델에 대한 풍동시험 결과와의 비교를 통해 해석절차에 대한 검증을 실시하였고, 무미익 UAV 형상에 대한 동안정 미계수를 예측하여 실험결과와 비교하였으며 다음과 같은 결과를 얻었다.
본 연구에서는 Dynamic Mesh를 활용하여 강제진동 기법을 전산유체역학으로 모사함으로써 무미익 UAV 형상에 대한 종축 동안정 미계수를 예측하였다. 계산된 종축 미계수 값을 기존에 확보된 풍동시험데이터와 비교함으로써, 제시된 기법의 정확성과 효용성을 검증하였다.
풍동시험 결과와의 비교를 위해 저아음속 영역에서 해석을 수행하였기 때문에 비압축성을 가정하였고, 비정상 유동해석을 위해 transient solver를 사용하였다. 비정상 유동 해석의 효율성을 높이기 위해 점성효과를 고려하지 않았으며, 종축 동안정 예측 시 항공기 좌우의 유동이 대칭인 것으로 가정할 수 있기 때문에 symmetry 경계조건을 적용하여 유동영역 반만 해석하였다. 기준 받음각(#)의 적용은 velocity inlet 경계조건에서 자유흐름 방향의 각도로 설정하였고, 조화진동 운동은 Dynamic Mesh로 구현하였다.
비정상 해석을 위한 time step 크기의 영향성을 검토하기 위해 Δt = 0.02sec (1주기/100 time steps)의 경우와 Δt = 0.01sec (1주기/200 time steps)의 경우를 비교하였다.
받음각 15°에서 가장 큰 편차를 보이지만 전반적으로 서로 유사한 결과를 보여준다. 연구의 효율성을 위해 추후 해석은 1주기 당 100 time steps를 기준으로 수행하였다.
전산해석은 비정상 Euler solver를 사용하였으며, 자유흐름 속도 20m/sec, 진동주파수 1Hz, Δ t 는 0.01sec(1주기/100 time steps)를 적용하였다.
점성 해석용 격자는 비점성 격자의 표면 격자위에 prism layer를 적층하여 구성하였으며, 첫번째 격자 간격은 Y+=1 조건에 맞추었다. 해석은 Ansys사의 Fluent 점성 solver를 사용하였다.
해석은 Ansys사의 Fluent 점성 solver를 사용하였다. 풍동시험 조건에서의 Reynolds 수가 약 450,000 이하이므로 먼저 laminar flow를 가정하여 해석을 수행하였고, 강제진동 등의 외란요소에 의해 일부 유동이 천이(transition)될 수 있다고 판단하여 SST transient turbulence model이 적용된 URANS (Unsteady Reynolds-Averaged NavierStokes) solver로 해석을 반복하여 결과를 Fig. 12에 비교하였다.
항공기 모델의 조화진동을 모사하기 위해 UDF(User Defined Function) 기능을 활용하여 표면격자가 무게중심점에 대해 진동할 수 있도록 시간에 따른 피치각 정보를 입력하였다. Fig.
대상 데이터
5와 같은 2개의 서로 다른 격자를 사용하여 격자 해상도에 따른 미계수 값의 수렴성을 파악하였다. 고밀집 격자는 tetrahedral 방식의 비정렬 격자로서 약 590만개의 셀(cell)로 이루어져 있으며, 이를 Fluent에서 polyhedral 격자로 변환하여 약 120만개 셀의 저밀집 격자를 구성하였다.
SACCON은 앞전 후퇴각(leading egde sweep angle)이 53°인 람다형 날개를 가지고 있으며, 스텔스 성능을 위해 날개 앞전, 뒷전, 끝단의 각도가 서로 평행하게 정렬된 무미익 형상이다. 본 연구에서는 SACCON과 유사한 형상의 모델을 활용하였으며, 엔진 흡입구 형상을 추가로 포함하여 제작하였다. 연구에 활용된 무미익 UAV 모델의 제원은 Table 1과 같다.
데이터처리
본 연구에서는 Dynamic Mesh를 활용하여 강제진동 기법을 전산유체역학으로 모사함으로써 무미익 UAV 형상에 대한 종축 동안정 미계수를 예측하였다. 계산된 종축 미계수 값을 기존에 확보된 풍동시험데이터와 비교함으로써, 제시된 기법의 정확성과 효용성을 검증하였다. CFD로 계산된 모멘트 결과를 동안정 미계수로 변환하는 여러 기법을 비교 검증하였으며, 강제진동의 진폭, 진동주기 그리고 기준받음각 변화에 따른 동안정 미계수 특성을 파악하였다.
무미익 UAV 형상에 대한 해석 결과를 검증하기 위해 기존에 수행된 풍동시험연구[22]와 동일한 조건에서 전산해석을 수행하였고, Fig. 7에 풍동시험 결과와 비교하였다. 기준받음각 변화에 따른 종축 동안정 미계수 값의 경향성은 풍동시험과 매우 유사한 결과를 얻었으며, 본 연구에서 제시된 전산해석 기법을 통해 풍동시험과 상응하는 동안정 미계수를 구할 수 있음을 확인하였다.
본 연구의 타당성을 1차적으로 검증하기 위해 SDM 모델에 대한 비정상 Euler 해석을 수행하여 동안정 미계수를 구했으며, 이를 다른 연구기관에서 수행된 풍동시험 데이터와 비교하였다.
본 연구의 해석방법 및 절차의 검증을 위해 SDM 형상에 대한 동안정 미계수 계산을 선행하였으며, Fig. 4에 기존의 풍동시험 결과[21]와 비교하였다. 전산해석은 비정상 Euler solver를 사용하였으며, 자유흐름 속도 20m/sec, 진동주파수 1Hz, Δ t 는 0.
이론/모형
CFD 해석은 상용 해석코드인 Ansys Fluent의 pressure-based coupled solver를 사용하였다. 풍동시험 결과와의 비교를 위해 저아음속 영역에서 해석을 수행하였기 때문에 비압축성을 가정하였고, 비정상 유동해석을 위해 transient solver를 사용하였다.
본 연구의 주 목적인 무미익 비행체의 동안정해석을 위해 Fig. 2와 같은 SACCON 형상을 기반으로 하는 람다형 무미익 모델을 사용하였다. SACCON은 NATO국 간의 항공기 동안정 미계수 예측을 위한 공동연구 프로젝트의 일환으로 개발되었다.
이는 다른 연구[2]와도 같은 결과이며, 후처리 방법에 따른 영향성은 미미함을 의미한다. 추후 해석은 최소자승법을 활용하였다.
=1 조건에 맞추었다. 해석은 Ansys사의 Fluent 점성 solver를 사용하였다. 풍동시험 조건에서의 Reynolds 수가 약 450,000 이하이므로 먼저 laminar flow를 가정하여 해석을 수행하였고, 강제진동 등의 외란요소에 의해 일부 유동이 천이(transition)될 수 있다고 판단하여 SST transient turbulence model이 적용된 URANS (Unsteady Reynolds-Averaged NavierStokes) solver로 해석을 반복하여 결과를 Fig.
성능/효과
1. Euler Solver 기반의 강제진동 기법을 활용하여 비교적 정확한 동안정 미계수를 예측할 수 있음을 확인하였다.
2. 후처리 기법인 최소자승법과 퓨리에 계수법은 거의 동일한 결과를 도출하였다.
3. 강제진동 주파수와 진폭의 변화가 안정 미계수 값에 미치는 영향성은 저 받음각 영역에서 미미하나, 흐름분리가 시작되는 고 받음각 이후에서 현저해진다. 고 받음각 영역에서 유의미한 결과를 얻기 위해서는 비교적 높은 주파수 큰 진폭을 선정하는 것이 유리한 것으로 판단된다.
4. 점성해석 결과는 저 받음각에서 시험결과 및 Euler 해석 결과와 유사하나 고 받음각에서 오히려 더 큰 오차를 발생시켰다. 보다 정확한 점성효과 분석을 위해 mesh resolution, time step size 등의 영향성을 정밀히 분석하는 추가적인 연구가 필요하다.
7에 풍동시험 결과와 비교하였다. 기준받음각 변화에 따른 종축 동안정 미계수 값의 경향성은 풍동시험과 매우 유사한 결과를 얻었으며, 본 연구에서 제시된 전산해석 기법을 통해 풍동시험과 상응하는 동안정 미계수를 구할 수 있음을 확인하였다.
6에 비교하였다. 두 결과 값의 진폭과 시간지연(time delay)에 미세한 차이가 있으나 전반적으로 거의 동일한 결과를 얻었다.
예상한 바와 같이, 꼬리날개가 있는 SDM의 동안정 미계수값은 –5 ~ –10 수준인 것에 반해 무미익 UAV 형상의 동안정 미계수는 –0.5 ~ –3 수준으로 산출되었으며, 이는 동적 안정성을 유지할 수 있는 여유가 적다는 것을 의미한다.
점성 해석으로부터 계산된 동안정 미계수 값은 비정상 해석의 time step size, convergence criteria, turbulence model, 진동주파수 등에 따라 매우 민감하게 변하는 것을 확인하였다. 따라서 점성해석의 여러 파라미터 설정으로부터 야기되는 불확도(uncertainty)가 합쳐지는 경우 오히려 더 부정확한 해석 결과가 도출될 수 있다.
#는 전 받음각 영역에서 안정한 값을 가지며, 서로 다른 세 기관에서 수행한 풍동시험 결과의 편차 범위내에서 유사한 경향성을 보이고 있다. 풍동시험 결과의 편차를 고려할 때 본 연구의 CFD 기반의 강제진동 기법을 통해 비교적 정확한 미계수를 구할 수 있다고 판단된다. 받음각 0도인 경우에 풍동시험과 가장 큰 편차를 보이고 있는데, 이는 SDM의 날카로운 날개와 Strake부분에서 발생하는 와류유동이 강제진동 시 날개 윗면과 아랫면에 번갈아 가며 발생하는 불안정한 유동현상 때문인 것으로 유추된다.
후속연구
점성해석 결과는 저 받음각에서 시험결과 및 Euler 해석 결과와 유사하나 고 받음각에서 오히려 더 큰 오차를 발생시켰다. 보다 정확한 점성효과 분석을 위해 mesh resolution, time step size 등의 영향성을 정밀히 분석하는 추가적인 연구가 필요하다.
따라서 점성해석의 여러 파라미터 설정으로부터 야기되는 불확도(uncertainty)가 합쳐지는 경우 오히려 더 부정확한 해석 결과가 도출될 수 있다. 보다 정확한 점성효과를 도출하기 위해서는 mesh resolution, time step size 등의 영향성을 정밀히 분석하는 추가적인 연구가 필요하다.
받음각 0도인 경우에 풍동시험과 가장 큰 편차를 보이고 있는데, 이는 SDM의 날카로운 날개와 Strake부분에서 발생하는 와류유동이 강제진동 시 날개 윗면과 아랫면에 번갈아 가며 발생하는 불안정한 유동현상 때문인 것으로 유추된다. 와류유동에 의한 영향성을 좀 더 정확히 구현하기 위해서는 점성효과의 고려, 격자계의 해상도 향상 등 향후 추가적인 CFD 타당성 연구가 필요하다.
[11]은 비정렬 격자와 Unsteady RANS (ReynoldsAveraged Navier- Stokes) 기법을 적용하여 미국, 스웨덴, 오스트레일리아에서 수행한 SACCON 형상에 대한 전산해석 결과와 비교하였다. 이들은 양력과 항력에 대한 해석결과는 비교적 정확하게 예측되었으나, 피칭모멘트에 대한 해석결과는 시험결과와 다소 큰 오차가 발생하는 것을 발견하였고, 보다 정확한 모멘트 해석을 위해서는 날개 앞전에서 발생하는 와류유동을 실제적으로 모사할 수 있는 난류모델기법의 적용, 효율적 격자계 구성 등에 대한 세밀한 추가연구가 필요함을 강조하였다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
강제진동 기법이란 무엇인가?
강제진동 기법은 항공기 모델을 무게중심에 대해 일정한 주파수와 진폭으로 진동시키면서 공기역학적 힘과 모멘트를 측정하고, 측정된 모멘트의 시간이력데이터(time history data)를 후처리하여 동안정 미계수를 추출하는 기법이다. 세로 방향 미계수에 대한 유도식은 다음과 같다.
비행체의 동안정 미계수를 예측하는 방법 중 가장 널리 사용되는 것은 무엇인가?
비행체의 동안정 미계수를 예측하는 방법 중 가장 널리 사용되고 있는 것은 강제진동 기법이다. 이는 시험모델을 일정한 크기의 각 변위로 진동시키면서 항공기에 작용하는 공력의 시간이력(time history) 데이터를 측정하고, 후처리 기법을 통해 비행체의 동안정 미계수를 추출해내는 방법이다[4,5].
무미익 람다(lambda) 형상의 무인전투기의 비행특성은 어떠며 이를 보완할 방안은 무엇인가?
기동 성능과 스텔스 성능을 극대화시키기 위해 무미익 람다(lambda) 형상의 무인전투기에 대한 연구개발이 각 국에서 활발히 진행되고 있다. 이러한 형상의 비행체는 불안정한 동적 비행특성을 가질 가능성이 높으며, 이를 비행제어 시스템으로 제어하기 위해서는 보다 정확한 동안정 미계수 예측이 필수적이다. 본 연구에서는 풍동기법의 단점을 보완하고 순수 공기역학적 동안정 미계수를 예측하기 위해 전산유체역학의 Dynamic Mesh 기법을 적용하여 강제진동법을 모사하였고, 해석결과를 기존에 확보한 시험결과와 비교하여 검증하였다.
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