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[국내논문] 가로세로비에 따른 날개 하부 유동장의 공기역학적 영향
Aerodynamic Effect on the Flow Field under the Wing with Varying Aspect Ratio 원문보기

한국추진공학회지 = Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, v.20 no.2, 2016년, pp.94 - 101  

조철영 (The 1st R&D Institute - 1st Directorate, Agency for Defense Development) ,  박종호 (School of Mechanical Engineering, Chungnam National University)

초록
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본 논문에서는 날개의 가로세로비 변화가 날개 하부 유동장에 미치는 공기역학적 영향을 압력분포 측정과 입자영상속도계(PIV)를 이용하여 조사하였다. PIV 측정결과를 이용하여 파일런 주변 유동장의 속도변화를 레이놀즈수 $1.384{\times}10^5$ 와 $2.306{\times}10^5$의 조건에서 속도 성분별로 각각 분석하였다. 파일런으로부터 날개의 끝단이 시위 길이의 80% 만큼 떨어진 가로세로비 4.8의 경우, 날개 끝단으로부터의 끝단 와류의 영향이 날개 아랫면의 표면압력을 낮아지게 하고, 날개 끝단 주변의 흐름을 가속시킴으로써 날개 하부의 파일런 주변 유동장에 영향을 미쳤다. 시험결과에서는 가로세로비가 증가함에 따라 날개 하부 유동장에 대한 날개 끝단으로부터의 공기역학적 효과는 작아지는 경향을 보였다.

Abstract ▼ AI-Helper 아이콘AI-Helper

In this paper, aerodynamic effects on the flow field under the wing with varying aspect ratio were investigated by measuring pressures on the lower surface of wing and analysing velocity components using Particle Image Velocimetry at Reynolds numbers of $1.384{\times}10^5$ and $2.306...

주제어

#부분모사   #장착물 분리   #파일런   #가로세로비   #입자영상유속계  

AI 본문요약
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문제 정의

  • 본 논문에서는 날개 끝단 쪽의 일부를 생략한 부분모사 모형을 사용하는 풍동시험 상사 조건의 타당성을 조사하기 위하여 날개 가로세로비 변화가 날개 하부 유동장에 미치는 영향을 알아보았다.
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질의응답

핵심어 질문 논문에서 추출한 답변
큰 가로세로비를 가지는 날개를 지나치게 축소하여 실험할 경우 생기는 문제점은? B-52와 같이 가로세로비가 큰 날개를 가진 비행체들을 풍동시험에서 실제 현상과 동일한 조건으로 모사하기 위해서는 전체 형상을 축소시켜 시험부에 장착하여야 한다. 하지만, 큰 가로세로비로 인하여 지나치게 축소하게 되면 유동상사성 만족과 관련하여 장착물의 관성모멘트, 무게중심 등과 같은 기하학적 상사성 구현과 장착물의 고정과 분리 및 사출력 제공 기능을 갖는 파일런을 구성하는데 있어 어려움이 커, 장착물 안전 분리는 시험부의 크기가 큰 일부 제한된 시설에서만 시험할 수 있는 실정이므로, 시험모형을 크게 하면서도 작은 시험부에서의 시험이 가능하도록 실제형상의 일부를 생략한 부분 모사 모형을 사용해야하는 필요성이 생긴다.
현대의 비행체에 필요에 따라 탑재되는 것은? 현대의 비행체는 필요에 따라 날개의 하부에 연료탱크와 같은 외부 장착물을 탑재하고 있다. 이들은 비행 중 각종 상황에 따라 장착물을 분리하게 되며 이때, 비행체로부터 장착물의 안전한 분리를 확인하는 것은 비행체 안전과 직결되어 필수적으로 검증해야 할 사항이다[1,2].
날개 하부 압력분포 측정과 PIV시스템을 이용하여 날개 가로세로비 변화에 따른 날개 하부 유동장의 공기역학적 특성을 연구한 결과는? 파일런과 동체 사이의 유동장 영역에서는 파일런에 의한 스팬방향 흐름억제 효과로 인해 날개 가로세로비 변화에 따른 속도변화나 표면압력 변화가 크지 않았다. 파일런 바깥쪽에서는 가로세로비 감소에 따라 파일런 주변 유동장에 상대적으로 가까워진 날개 끝단으로부터의 와류에 의한 영향이 점차 증대되어 파일런 주변에서의 날개 아랫면의 표면압력이 낮아지며, 앞전 근처의 날개 하부 속도 정체영역과 날개 상부의 가속영역이 감소되는 3차원 날개 효과를 보였다. 가로세로비 4.8의 경우 상대적으로 가까워진 날개 끝단의 와류 영향이 파일런 주변 유동장에 강하게 작용하여 실제와의 상사성을 확보하기 어려웠으나, 가로세로비를 증가시킴에 따라 날개 끝단에 나타나는 와류의 영향이 파일런 주변에서 멀어지므로, 실제 가로세로비가 큰 날개와의 상사성을 만족시킬 수 있으며, 이를 통해 풍동시험에서 부분모사 모형을 이용한 시험의 가능성을 확인하였다.
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참고문헌 (8)

  1. "Aircraft/Stores Campatibility: Systems Engineering Data Requirements and Test Procedures," MIL-HDBK-1763, 1998. 

  2. Kim, J., Jang, Y., Kwon, K., Jung, H., Jung, K. and Kim, S., "An Experimental Study on Internal Store Separation Characteristics," The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences 2013 Spring Conference, Gangwon, Korea, pp. 97-100, Apr. 2013. 

  3. Davis, M. C., Sim, A. G., Rhode, M. and Johnson, K. D., "Wind Tunnel Result of the B-52B with the X-43A Stack," 24th AIAA Applied Aerodynamics Conference, San Francisco, C.A., U.S.A., AIAA 2006-3850, Jun. 2006. 

  4. Ahn, D., Ahn, S., Kang, S., Lee, K., Lee, J. and Kim, N., " '95 Annual Report on the Construction of Subsonic Wind Tunnel," ADD Report, ASDC-201-960426, 1996. 

  5. Model 9116 Intelligent Pressure Scanner User's Manual, Pressure Systems Inc., Hampton, V.A., U.S.A., 2007. 

  6. Linvin, M., Image Based Measurement Techniques, PIV, Dantec Dynamics A/S, Skovlunde, Denmark, 2009. 

  7. Wernet, M. P., "Development of Digital Particle Imaging Velocimetry for use in Turbomachinery," Experiments in Fluids, Vol. 28, No. 2, pp. 97-115, 2000. 

    상세보기 crossref

  8. Drela, M. and Youngren, H., "XFOIL 6.9 User Primer," World Wide Web location http://web.mit.edu/drela/Public/web/xfoil_doc.txt, Version 6.9, 2001. 

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