본 논문에서는 현재 한국항공우주학회 공기역학부문위원회에서 주관하고 있는 EFD-CFD 비교 워크숍의 여러 과제 중 CASE 4 삼각날개(DeltaWing)의 천음속영역의 유동해석 결과를 작성하였다. 풍동실험은 추후에 진행될 예정이며, -5~20도 받음각 영역에서의 CFD 해석을 수행하였다. 해석을 수행한 마하수는 0.7, 0.85, 1.2이다. 삼각날개의 적합한 해석조건을 찾기 위해서 기준격자 크기를 조절하여 격자의존성 해석을 수행하였고, 선택한 격자로 받음각 변화에 따라 양력계수와 항력계수의 경향을 파악하였다.
본 논문에서는 현재 한국항공우주학회 공기역학부문위원회에서 주관하고 있는 EFD-CFD 비교 워크숍의 여러 과제 중 CASE 4 삼각날개(Delta Wing)의 천음속영역의 유동해석 결과를 작성하였다. 풍동실험은 추후에 진행될 예정이며, -5~20도 받음각 영역에서의 CFD 해석을 수행하였다. 해석을 수행한 마하수는 0.7, 0.85, 1.2이다. 삼각날개의 적합한 해석조건을 찾기 위해서 기준격자 크기를 조절하여 격자의존성 해석을 수행하였고, 선택한 격자로 받음각 변화에 따라 양력계수와 항력계수의 경향을 파악하였다.
This paper describes on introduction of CASE 4(Delta Wing) for EFD-CFD comparison workshop which is in charged of aerodynamic subcommittee of The Korean Society for Aeronautical and Space Science. The wind tunnel test will be performed later, angle of attack is set -5~20deg and mach number is set 0....
This paper describes on introduction of CASE 4(Delta Wing) for EFD-CFD comparison workshop which is in charged of aerodynamic subcommittee of The Korean Society for Aeronautical and Space Science. The wind tunnel test will be performed later, angle of attack is set -5~20deg and mach number is set 0.7, 0.85, 1.2 to solve the transonic flow. The simulation test of grid dependency is conducted to determine the proper grid size of delta wing analysis. The tendency of lift and drag coefficient is determined according to the change of angle of attack based on the selected grid size.
This paper describes on introduction of CASE 4(Delta Wing) for EFD-CFD comparison workshop which is in charged of aerodynamic subcommittee of The Korean Society for Aeronautical and Space Science. The wind tunnel test will be performed later, angle of attack is set -5~20deg and mach number is set 0.7, 0.85, 1.2 to solve the transonic flow. The simulation test of grid dependency is conducted to determine the proper grid size of delta wing analysis. The tendency of lift and drag coefficient is determined according to the change of angle of attack based on the selected grid size.
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문제 정의
격자 조건에 따라 공력계수 뿐만 아니라 삼각 날개 주변에서의 유동 변화도 확인해 보았다. Fig.
본 연구에서는 앞전 형상이 둥근 삼각 날개 형상에 대해서 전산유동해석을 수행하여 날개 표면에서의 압력분포와 공력계수 특성을 확인해보았다.
본 연구에서는 한국항공우주학회 공기역학부문 위원회에서 주관하고 있는 EFD-CFD 비교 워크숍의 여러 과제 중 CASE 4 삼각 날개(Delta Wing)의 천음속영역의 공력특성 연구를 수행하였다.
제안 방법
격자 조건에 따라 공력계수의 정확성이 달라지므로 격자 조건에 따른 해석을 수행하여 결과를 비교하였다. 유동조건은 마하수 0.
삼각 날개는 날개 윗면에서 와류(vortex)가 발생하며 날개 뒤쪽으로 갈수록 와류의 강도와 크기가 강해진다. 따라서 해석의 정확도를 높이기 위해 날개 뒤쪽에 격자의 조밀도를 조절할 수 있는 영역을 설정하였다. 또한 실린더형 몸통의 뒤쪽은 미사일의 뒷면인 Base와 같이 유동의 정체 영역이 발생하며 공력특성에 영향을 미치므로 조밀 격자영역으로 격자를 구성하였다.
따라서 해석의 정확도를 높이기 위해 날개 뒤쪽에 격자의 조밀도를 조절할 수 있는 영역을 설정하였다. 또한 실린더형 몸통의 뒤쪽은 미사일의 뒷면인 Base와 같이 유동의 정체 영역이 발생하며 공력특성에 영향을 미치므로 조밀 격자영역으로 격자를 구성하였다. 각각의 격자 조밀 영역은 Fig.
본 논문에서는 EFD-CFD 비교 워크숍에서 새롭게 제시한 Case 4 : 삼각날개(Delta wing)에 대해 전산유동해석을 수행하였다. 기존의 Case 1~3은 다년간 학회 및 논문을 통해 적절한 해석 기법과 방법 및 정확도에 대한 내용이 서술되었다.
삼각 날개의 적합한 해석조건을 찾기 위해 격자의존성 해석을 수행하였다. 해석조건은 마하수 0.
EFD-CFD 비교 워크숍은 공기역학의 주 분야인 풍동실험으로 대표되는 실험적 유체역학 (Experimental Fluid Dynamics, EFD)과 전산유체역학(Computational Fluid Dynamics, CFD)의 비교를 통해 풍동실험과 CFD의 기술적인 수준을 고양하고 두 분야의 협력을 통해 공기역학의 기술 발전에 기여하기 위해 개최된다. 항공우주학회 공기역학 부문위원회의 주도로 Case 1 : Airfoil 풍동실험 결과와 비교, Case 2 : SDM(Standard Dynamic Model) 아음속 풍동실험결과와의 비교, Case 3 : 천음속 영역 유동해석을 위한 RAE Wing A와 축대칭 몸체의 풍동실험결과와의 비교로 총 3개의 Case에 대해 CFD해석을 위한 형상, 해석 조건 및 풍동실험 결과를 제공하여 2015년 항공우주학회 추계학술 대회부터 3회의 워크숍을 개최하였다[1].
해석 형상의 외부 유동조건을 적용하기 위해 구모양의 외기를 고려하였으며, 천음속 영역에서 날개 앞, 뒤의 유동이 경계조건에 반사되는 효과가 없도록 직경은 20m로 설정하였다. Fig.
대상 데이터
8M 조건에서는 1차 와류의 중심 분포가 명확해졌으며 2차 와류에 의한 삼각 날개 좌, 우 끝에서의 분포가 선명해졌다. 격자를 더욱 조밀히 할수록 계산의 정확성이 증가하지만, 7.7M과 13.8M 조건의 유동차이가 적으며 공력계수도 2% 미만의 차이여서 7.7M 조건을 해석에 사용하였다.
7, 받음각 20도 조건을 선택하였다. 기준격자의 크기를 3~10mm 범위에서 5가지 격자조건을 선택하였을 때, 기준격자 크기가 4mm인 7.7백만개의 격자 조건과 기준격자 크기가 3mm인 1380만 개의 격자 조건이 공력계수와 유동분포가 유사하여 7.7백만개 조건으로 선택하였다.
475m이고 반각은 25도이다. 스팬방향 에어포일의 길이는 0.09m이며 NACA64A005 모델이다. 실린더형 몸통의 직경은 0.
해석을 수행한 형상은 삼각 날개와 실린더형 몸통이 중심에 있다. 삼각 날개의 길이는 0.
이론/모형
해석에 사용된 시간기법은 steady를 사용하였다. 공간정확도는 해석 프로그램이 제공하는 MUSCL 3rd를 사용하였으며, 충격파 발생 시 정확한 계산을 수행하기 위해 플럭스에 대해 AUSM+ FVS 기법을 적용하였다. 난류모델은 κ–ω SST 모델을 적용하였다.
난류모델은 κ–ω SST 모델을 적용하였다.
는 격자 속도이다. 해석에 사용된 시간기법은 steady를 사용하였다. 공간정확도는 해석 프로그램이 제공하는 MUSCL 3rd를 사용하였으며, 충격파 발생 시 정확한 계산을 수행하기 위해 플럭스에 대해 AUSM+ FVS 기법을 적용하였다.
성능/효과
진학수[11] 등은 앞전 형상이 둥근 것과 뾰족한 것에 따른 유동구조의 가시화와 공력특성을 파악하였다. 앞전이 둥근 형상이 와도 분포와 양력 계수에서 더 큰 값을 보였으며, 뾰족한 형상이 양력계수와 받음각이 더 선형성을 보였다.
후속연구
RANS 해석을 통해서도 앞전 와류의 형성을 볼 수 있으며, 표면마찰 컨투어와 유선분포를 통해서 2차 와류 및 박리를 관찰할 수 있었다. 압력과 와도에 대한 계산에서는 수치적 소산으로 인한 오차가 발생하여 추후 DES와 LES로 파악할 계획이 다. 난류모델에 따른 비교에서는 SA 모델이 κ–ω SST 모델보다 실험값에 근접한 결과를 나타냈으나, 와류 붕괴 현상을 정확히 예측하지 못했다.
추후 공기역학부문위원회에서 실험값을 제공하여 결과를 비교해보면 삼각 날개의 공력특성을 면밀히 파악할 수 있을 것이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
삼각날개의 장점은?
종횡비가 낮고 높은 후퇴각의 형태로 되어 있는 삼각날개는 미사일이나 전투기와 같은 고속 항공기에서 사용되고 있으며 고 받음각에서 다른 형태의 날개보다 안정성과 기동성의 향상을 제공 한다[2].
EFD-CFD 비교 워크숍의 목적은?
EFD-CFD 비교 워크숍은 공기역학의 주 분야인 풍동실험으로 대표되는 실험적 유체역학 (Experimental Fluid Dynamics, EFD)과 전산유 체역학 (Computational Fluid Dynamics, CFD)의 비교를 통해 풍동실험과 CFD의 기술적인 수준을 고양하고 두 분야의 협력을 통해 공기역학의 기술 발전에 기여하기 위해 개최된다. 항공우주 학회 공기역학 부문위원회의 주도로 Case 1 : Airfoil 풍동실험 결과와 비교, Case 2 : SDM (Standard Dynamic Model) 아음속 풍동실험결 과와의 비교, Case 3 : 천음속 영역 유동해석을 위한 RAE Wing A와 축대칭 몸체의 풍동실험결과와의 비교로 총 3개의 Case에 대해 CFD해석을 위한 형상, 해석 조건 및 풍동실험 결과를 제공하여 2015년 항공우주학회 추계학술 대회부터 3회의 워크숍을 개최하였다[1].
와류 붕괴가 발생하면 어떤 결과를 초래하는가?
와류 붕괴가 발생하면 높은 속도 변동에 의해 와류 중심의 급격한 팽창이 나타나며 축 성분과 회전 성분의 빠른 감속이 일어난다. 이로 인해 양력과 피칭 모멘트가 감소하게 되어 큰 불안정성을 띠게 된다. 불안정성은 하부구조를 포함하는 와도 구조에서도 볼 수 있으며 이러한 전단층 불안정성, 와류 붕괴의 불안 정성 그리고 후류 불안정성이 비정상유동 현상에 포함된다.
참고문헌 (12)
Kim, C. W., "The Objectives of EFDCFD Comparison Workshop and Future Plan," Journal of The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 45, No. 3, 2017, pp. 191-193.
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Mitchell, A., Molton, P., Barberis, D., and DClery, J., "Characterization of Vortex Breakdown by Flow Field and Surface Measurements," Proceeding of The 38th Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 10-13 January, Reno, NV, U.S.A., 2000.
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Gordnier, R. E., and Visbal, M. R., "Unsteady Vortex Structure over a Delta Wing," Journal of Aircraft, Vol. 31, No. 1, 1994, pp. 243-248.
Mitchell, A., Molton, P., Barberis, D., and Delery, J., "Vortical substructures in the shear layers forming leading-edge vortices," Proceeding of The 19th AIAA Applied Aerodynamics Conference, Anaheim, CA, U.S.A., AIAA-01-2424, 2001.
Mitchell, A. M., "Experimental data base selected for RTO/AVT numerical and analytical validation and verification: ONERA 70-DEGREE DELTA WING," Proceeding of The 21st AIAA Applied Aerodynamics Conference, Orlando, Florida, U.S.A., AIAA 2003-3941, 2003.
Nelson, R. C., "Unsteady Aerodynamics of Slender Wings," Aircraft Dynamics at High Angle of Attack: Experiments and Modeling, AGARD R-776, 1991, pp. 1-1-1-26.
Son, M. S., Sa, J. H., Park, S. H., Gu, G. B., Kim, M. A., and Jung, K. J., "Analysis on Unsteady RANS Computations of Vortical Flowfields over a 70-degree Delta Wing," Proceeding of The Korean Society of Computational Fluids Engineering Conference, Jeju, Korea, 2013, pp. 181-186.
Son, M. S., and Park, S. H., "Turbulence Model Effects on Flow Prediction around a 70-degree Delta Wing," Proceeding of The Korean Society of Computational Fluids Engineering Conference, Jeju, Korea, 2014, pp. 271-274.
Jin, H. S., Kim, S. C., Kim, J. S., and Choi, J. W., "Aerodynamic characteristics of Delta Wing According to Leading Edge Geometries," Journal of The Korean Society of Visualization, Vol. 5, No. 2, 2007, pp. 56-63.
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