[논문]꼬리날개 조종 유도무기의 주날개-꼬리날개 간섭 현상

김덕현; 이대연; 강동기; 이형진

doi:10.5139/jksas.2017.45.10.817

꼬리날개 조종 유도무기의 주날개-꼬리날개 간섭 현상
A wing-tail interference for a tail-controlled missile 원문보기

한국항공우주학회지 = Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, v.45 no.10, 2017년, pp.817 - 824

김덕현 (Core Technology R&D Lab, LIG Nex1) , 이대연 (Core Technology R&D Lab, LIG Nex1) , 강동기 (Core Technology R&D Lab, LIG Nex1) , 이형진 (Dept. of Aerospace Engineering, Inha University)

초록
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꼬리날개 조종 유도무기의 주날개-꼬리날개 간섭 현상에 대한 연구를 수행하였다. 풍동시험 데이터를 이용하여 주날개-꼬리날개 간섭 정도를 산출하였으며 날개간의 간섭 현상이 전체 공력에 미치는 영향을 분석하였다. 성분 시험 결과를 이용하여 downwash angle을 산출하였으며 날개간의 간섭 영향을 받음각에 대한 비율로 나타내었다. 날개간의 간섭현상 발생 시 유동 특성을 살펴보기 위해 수치해석을 실시하였으며 받음각에 대한 vorticity 특성을 비교하였다. 실험적, 수치적 연구를 통해 주날개-꼬리날개 간섭현상이 유도무기의 정안정성에 큰 영향을 미침을 확인하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

This paper presents the characteristics of wing-tail interference for a tail-controlled missile. The magnitude of wing-tail interference was calculated with wind tunnel test results and its effects on aerodynamic coefficients were investigated. The downwash angle of tail wing was calculated with experimental data and the effect of wing-tail interference was expressed as a ratio of angle of attack. Numerical simulations were made to examine flow characteristics of wing-tail interference and the vorticity contour of missile were compared with respect to angle of attack. Experimental and numerical analysis results show that the wing-tail interference has significant effects on static stability of tail-controlled missile.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

꼬리날개 조종 유도무기의 주날개-꼬리날개 간섭현상에 대해서 살펴보았다. 풍동 시험 결과 데이터를 이용하여 날개간의 간섭 성분을 산출하였으며 전체 공력에 날개간의 간섭이 미치는 영향을 살펴보았다.
본 연구에서 설계한 유도무기 역시 참고문헌 [10]의 결과와 유사하게, 저 받음각 영역과 고받음각 영역에서 불안정 특성을 보이면서, 해석결과와 시험결과의 불일치 특성이 나타났다. 본 논문에서는 앞서 언술한 바와 같이 저받음각 영역에서의 불일치 문제에 대해서만 분석하고자 한다.
이에 본 논문에서는 꼬리날개 조종 유도무기에 대해 반경험식 해석 코드를 활용하는 경우, 전술한 바와 같은 반경험적 해석 결과의 부정확함이 발생하는 현상을 소개하고 그 원인을 규명하고자 하였다. 이를 위해 주날개와 꼬리날개를 갖는 전형적인 형상의 유도무기를 설계/제작하고 공력 구성품별 및 전체 형상에 대한 풍동 시험과 전산 해석을 수행하여 그 결과를 비교 분석하였다.
이를 위해 주날개와 꼬리날개를 갖는 전형적인 형상의 유도무기를 설계/제작하고 공력 구성품별 및 전체 형상에 대한 풍동 시험과 전산 해석을 수행하여 그 결과를 비교 분석하였다. 이후, 성분별로 각 결과를 비교 분석하여 해석 결과의 차이가 발생하는 원인을 규명하고자 하였다.
유사한 형상의 무기체계 분석을 통해 기본형상을 선정하였으며, 이를 바탕으로 각 공력 구성품의 형상 설계를 수행하였다. 전체 형상 제원은 보안상 이유로 논문 해석이 가능한 수준 정도만 공개하고자 한다. 유도탄의 세장비는 ~11.

제안 방법

2.1에서 언술한 바와 같이 꼬리날개 조종 유도무기를 받음각 0도 기준에서 충분히 안정하게 설계한 후 풍동시험을 수행하였다. Fig.
Figure 9는 수직력과 모멘트의 비교 결과를 나타낸 것으로 현재의 해석자의 경우 받음각 전 영역에서 시험치를 잘 예측하는 것을 알 수 있다. CFD 해석 결과를 바탕으로 유도무기 주위의 유동 특성을 살펴보았다. Fig.
식 (2)를 이용하여 주날개-꼬리날개 간섭 성분을 계산한 후, 날개간의 간섭 영향이 전체 공력에 미치는 영향을 분석하였다. Fig. 5에 풍동시험 결과로 받음각 0도, 롤각 45에서 수직력(Cz), 축력(C_A), 피칭모멘트(Cm)를 전체 공력과 날개 간 간섭 영향을 제거한 공력 성분으로 비교하여 제시하였다.
날개간의 간섭 현상 발생 시 유도무기 주위의 유동 특성을 살펴보기 위해 전산유체역학 해석을 수행하였다. 해석을 위해 비정렬 격자 기반의 3차원 점성 유동 in-house 해석자를 사용하였으며, Spalart - Allmaras 1-eq 난류 모델을 적용하였다.
날개간의 간섭 현상 발생 시 유도무기 주위의 유동특성을 살펴보기 위해 CFD 해석을 수행하였다. 해석은 간섭 현상이 강하게 발생하는 롤 45도에 대해 수행하였으며, 본격적 분석에 앞서 해석자의 정확도 검증을 위해 수치해석 결과를 풍동 시험 결과와 비교하였다.
8에 나타내었다. 롤 자세에 따른 간섭 특성 차이를 함께 살펴보기 위해 롤 0도와 롤 45도의 결과를 동시에 제시하였다. 롤 자세에 대한 내리흐름 영향의 특성을 살펴보면 전반적으로 유사한 특성을 보이지만 받음각 12도 이상에서는 롤 45도의 경우가 더 크게 발생한다.
5× 10^-6m 이며, 총 프리즘 격자수는 2,773,638개이다. 본 해석의 경우 주날개의 와류 포착이 중요하므로, 주날개 시작 영역부터 표면과 공간상의 격자를 조밀하게 생성시켰다. 유동조건은 자유류 마하수 0.
성분 시험 결과를 이용하여 꼬리날개의 downwash angle을 산출하였으며 날개간의 간섭에 의한 받음각 감소 성분을 살펴보았다. 그 결과 불안정 특성이 나타나는 받음각 6도 이내에서는 꼬리날개 받음각의 70% 이상이 날개 간 간섭현상에 의해 소실되며, 이로 인해 꼬리날개가 안정판으로써 역할을 제대로 하지 못하는 것을 확인하였다.
위의 식들을 정리하면 식 (2)와 같이 주날개-꼬리날개 간섭 성분 T(W)을 추출할 수 있으며, 이러한 분석법을 통해 날개간의 간섭현상이 전체 공력에 미치는 영향을 분석하였다.
5도 간격으로 수행하였으며, 공력 데이터는 받음각은 -10~20도에서 연속적으로 획득하였다. 유도무기 풍동 시험은 성분 별 공력 데이터를 확보하고 데이터 분석을 용이하도록 하기 위해서, 동체(B), 동체-주날개(BW), 동체-꼬리날개(BT), 동체-주날개-꼬리날개(BWT)와 같은 다양한 조합에서 대해 각각 수행하였다. 이와 같은 시험을 성분시험(component test)이라고 하는데, 이들 사이에는 다음과 같은 관계식이 성립한다[13].
유사한 형상의 무기체계 분석을 통해 기본형상을 선정하였으며, 이를 바탕으로 각 공력 구성품의 형상 설계를 수행하였다. 전체 형상 제원은 보안상 이유로 논문 해석이 가능한 수준 정도만 공개하고자 한다.
이에 본 논문에서는 꼬리날개 조종 유도무기에 대해 반경험식 해석 코드를 활용하는 경우, 전술한 바와 같은 반경험적 해석 결과의 부정확함이 발생하는 현상을 소개하고 그 원인을 규명하고자 하였다. 이를 위해 주날개와 꼬리날개를 갖는 전형적인 형상의 유도무기를 설계/제작하고 공력 구성품별 및 전체 형상에 대한 풍동 시험과 전산 해석을 수행하여 그 결과를 비교 분석하였다. 이후, 성분별로 각 결과를 비교 분석하여 해석 결과의 차이가 발생하는 원인을 규명하고자 하였다.
주날개-꼬리날개 간섭 현상 발생 시 유동 특성을 살펴보기 위해 CFD 해석을 수행하였으며 받음각에 따른 주날개 vortex 분포를 살펴보았다. 본 논문에 기술된 해석 과정 및 결과는 향후 유도무기 설계 초기단계에 사용되는 반경험식 코드를 활용한 해석 결과를 보정하는 데 도움이 될 것으로 기대된다.
꼬리날개 조종 유도무기의 주날개-꼬리날개 간섭현상에 대해서 살펴보았다. 풍동 시험 결과 데이터를 이용하여 날개간의 간섭 성분을 산출하였으며 전체 공력에 날개간의 간섭이 미치는 영향을 살펴보았다. 그 결과 주날개와 꼬리날개의 간섭 현상이 유도무기 정안정성에 큰 영향을 미치며, 특히 저받음각 불안정 특성의 주요 원인임을 확인하였다.
풍동 시험 결과와 downwash angle 비교를 위해 BT 형상에 대해 추가적인 CFD 해석을 실시하였으며, 형상은 Fig. 11과 같다. 해석은 M=0.
풍동시험은 가로 세로 1.5 m의 시험부를 갖는 3중음속 풍동에서 아음속 및 천음속 영역에서 수행되었다. 기본적으로 각 마하수에 대해 롤각은 22.
11과 같다. 해석은 M=0.85, 받음각 3도에 대해 수행하였으며, 꼬리날개 root 로부터 0.2Cal 떨어진 section 에서 BWT 형상과 streamline 각도 비교하였다. Fig.

대상 데이터

Figure 3은 해석에서 사용한 유도탄의 표면 격자계를 나타낸 것으로, 전체 격자계는 총 2,169,738개의 격자점과 6,808,057개의 셀로 이루어져 있다. 프리즘 격자는 격자 두께의 증가비 1.
전체 형상 제원은 보안상 이유로 논문 해석이 가능한 수준 정도만 공개하고자 한다. 유도탄의 세장비는 ~11.5 며, 노즈(nose)의 형상은 공력 성능과 미사일에 탑재되는 부체계 특성을 고려하여 반구형(hemisphere)으로 선정하였다. 주날개는 유도무기의 기동성 요구조건을 고려하여 면적, 후퇴각, 스팬, 코드길이를 결정하였으며, 0.
프리즘 격자는 격자 두께의 증가비 1.2로 총 25개가 적층되어 있으며, 초기 프리즘 격자 두께는 1.5× 10-6 m 이며, 총 프리즘 격자수는 2,773,638개이다.

데이터처리

날개간의 간섭 현상 발생 시 유도무기 주위의 유동특성을 살펴보기 위해 CFD 해석을 수행하였다. 해석은 간섭 현상이 강하게 발생하는 롤 45도에 대해 수행하였으며, 본격적 분석에 앞서 해석자의 정확도 검증을 위해 수치해석 결과를 풍동 시험 결과와 비교하였다.

이론/모형

점성 대류 항은 중심차분법을 사용하였으며, 유동변수의 1차 미분 값은 Green-Gauss 방법을 이용하여 계산하였다. 경계 조건으로는 원방 경계(far boundary)에서 Riemann invariant를 사용하였으며, 물체의 경계에서 no-slip condition을 사용하였다.
지배방정식은 격자점 중심기법의 유한 체적법으로 이산화 하였으며 메디안 듀얼방법으로 제어 체적을 구성하였다. 비점성 대류항은 Roe의 FDS(flux-difference splitting scheme)를 적용하였으며 이차정확도 확보를 위해 최소자승법에 기초한 유동 변수 재구성기법을 사용하였다. 점성 대류 항은 중심차분법을 사용하였으며, 유동변수의 1차 미분 값은 Green-Gauss 방법을 이용하여 계산하였다.
비점성 대류항은 Roe의 FDS(flux-difference splitting scheme)를 적용하였으며 이차정확도 확보를 위해 최소자승법에 기초한 유동 변수 재구성기법을 사용하였다. 점성 대류 항은 중심차분법을 사용하였으며, 유동변수의 1차 미분 값은 Green-Gauss 방법을 이용하여 계산하였다. 경계 조건으로는 원방 경계(far boundary)에서 Riemann invariant를 사용하였으며, 물체의 경계에서 no-slip condition을 사용하였다.
지배방정식은 격자점 중심기법의 유한 체적법으로 이산화 하였으며 메디안 듀얼방법으로 제어 체적을 구성하였다. 비점성 대류항은 Roe의 FDS(flux-difference splitting scheme)를 적용하였으며 이차정확도 확보를 위해 최소자승법에 기초한 유동 변수 재구성기법을 사용하였다.
날개간의 간섭 현상 발생 시 유도무기 주위의 유동 특성을 살펴보기 위해 전산유체역학 해석을 수행하였다. 해석을 위해 비정렬 격자 기반의 3차원 점성 유동 in-house 해석자를 사용하였으며, Spalart - Allmaras 1-eq 난류 모델을 적용하였다. 이 모델은 박리 유동 해석에서 정확성이 뛰어나며, 특히 충격파에 의해 경계층 박리가 발생하는 경우에 타 대수 모형 보다 충격파의 위치를 정확하게 예측할 수 있다고 알려져 있다.

성능/효과

10은 이를 나타낸 것으로 받음각 3도와 10도에서 vorticiy 분포를 비교한 것이다. 결과를 살펴보면 받음각 3도의 경우 주날개에서 발생한 끝단 와류(wing tip vortex) 가 꼬리날개와 충돌하는 반면 받음각 10도에서는 꼬리날개와 충돌없이 원활히 빠져 나가는 것을 알 수 있다. 현재의 유도무기 형상의 경우 주날개와 꼬리날개의 간격이 좁고 span이 동일하므로 저 받음각 영역에서는 wing-tip vortex가 꼬리날개와 충돌하는 반면 고받음각에서는 이러한 간섭 없이 잘 빠져나가는 것이다.
성분 시험 결과를 이용하여 꼬리날개의 downwash angle을 산출하였으며 날개간의 간섭에 의한 받음각 감소 성분을 살펴보았다. 그 결과 불안정 특성이 나타나는 받음각 6도 이내에서는 꼬리날개 받음각의 70% 이상이 날개 간 간섭현상에 의해 소실되며, 이로 인해 꼬리날개가 안정판으로써 역할을 제대로 하지 못하는 것을 확인하였다.
풍동 시험 결과 데이터를 이용하여 날개간의 간섭 성분을 산출하였으며 전체 공력에 날개간의 간섭이 미치는 영향을 살펴보았다. 그 결과 주날개와 꼬리날개의 간섭 현상이 유도무기 정안정성에 큰 영향을 미치며, 특히 저받음각 불안정 특성의 주요 원인임을 확인하였다.
6에 제시하였다. 분석 결과, 날개간의 간섭현상이 존재하지 않을 경우 받음각 전 영역에서 정적으로 안정하며 0도에서 큰 값을 가지며 일반적으로 알려진 것처럼 유동박리가 시작되는 고받음각 영역부터 정적 여유도가 크게 감소한다. 반면, 간섭 현상이 존재할 경우, 0도에서 최소의 값을 가지며 받음각 3도까지 불안정한 특성을 보이며 받음각이 증가함에 따라 정적 여유도도 급격히 증가한 후, 7도 이후부터는 일정한 수준으로 유지된다.
분석 결과, 저받음각 영역에서 내리흐름의 영향이 가장 크며, 받음각이 증가할수록 그 영향이 감소하는 것을 알 수 있다. 특히 정적 여유도가 가장 작은 받음각 0도에서 6도 사이의 경우 꼬리날개 받음각의 70% 이상이 downwash 에 의해 소실되는데, 이러한 수직력 감소가 저받음각 불안정 특성의 원임을 알 수 있다.
1은 NASA에서 수행된 시험 모델 형상과 풍동시험데이터를 반경험적 해석 코드 AP12 [11,12]를 이용한 해석 결과와 함께 제시한 결과이다. 제시된 바와 같이, 일반적인 경향성 및 해석 결과와 풍동시험 결과가 다르며, 특히 비교적 해석의 정확도가 우수한 것으로 알려진 저받음각 영역에서도 차이가 발생하는 것을 볼 수 있다. 이러한 문제점은 유사한 형상을 설계할 때 동일하게 발생할 수 있으므로 그 원인을 정확히 파악하여, 설계 초기 단계부터 설계를 적절히 보완하는 것이 필요하다.

후속연구

주날개-꼬리날개 간섭 현상 발생 시 유동 특성을 살펴보기 위해 CFD 해석을 수행하였으며 받음각에 따른 주날개 vortex 분포를 살펴보았다. 본 논문에 기술된 해석 과정 및 결과는 향후 유도무기 설계 초기단계에 사용되는 반경험식 코드를 활용한 해석 결과를 보정하는 데 도움이 될 것으로 기대된다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	날개 간 간섭현상이 반경험적 해석 코드의 해석결과에 가장 큰 오차 요인인 이유는 무엇인가	이러한 부정확한 예측의 원인 중 날개 간 간섭현상은 가장 큰 오차 요인 중 하나로 고려된다. 이는 간섭현상이 날개 형상 및 간격, 유도탄 자세 및 비행 속도 등 수많은 변수들에 의해 발생되므로 그 특성을 쉽게 일반화할 수 없기 때문이다. 실제, 유도무기에 있어 날개 간에 발생하는 간섭현상은 유도탄 전체 공력에 다양한 영향을 미치며, 경우에 따라서는 설계 시 예측하지 못한 현상을 발생시키기도 한다[4-6].
	유도무기 형상 설계 시 다양한 반경험적 해석 코드가 사용되는 이유는 무엇인가	유도무기 형상 설계 시 초기 단계에서는 반복적으로 수행되는 공력 해석 시간을 단축하기 위해 Missile-Datcom 등과 같은 다양한 반경험적(Semi-empirical) 해석 코드가 활용된다[1-3]. 이때 적절한 코드 사용과 정확한 결과 확보는 전체설계 시간을 단축하는데 중요하다.
	유도무기 형상 설계 시 사용되는 반경험적 해석 코드의 문제점은 무엇인가	이때 적절한 코드 사용과 정확한 결과 확보는 전체설계 시간을 단축하는데 중요하다. 그러나 반경험식 해석 코드는 상당 부분 기존 실험 데이터에 기반하므로, 적용형상에 따라 해석결과에 오차가 발생할 수 있으며, 이러한 원인을 파악하여 보정하는 것이 설계과정에 있어 효과적이다.

참고문헌 (14)

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상세보기
Moore F. G., Moore L. Y., "Approximate Method to Calculate Nonlinear Rolling Moment due to Differential Fin Deflection," Journal of Spacecraft and Rockets, vol. 49 No. 2, 2012, pp. 250-260.

상세보기
Hemsch, M. J., "The Component Build-Up Method for Engineering Analysis of Missiles at Low-to-High Angles of Attack," Tactical Missile Aerodynamics: Prediction Methodology, AIAA, 1992.
Chin, S. S., Missile Configuration Design, McGraw-Hill, 1961.

표제어: PCR

동의어: Packet Collision Rate

용어 설명 출처 목록 (6)

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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