[논문]포탄의 꼬리날개가 기저항력에 미치는 영향에 대한 해석적 연구

노성현; 김종록; 방재원

doi:10.9766/kimst.2019.22.5.625

포탄의 꼬리날개가 기저항력에 미치는 영향에 대한 해석적 연구
A Numerical Study on the Effect of the Tail Wing of a Projectile on the Base Drag 원문보기

韓國軍事科學技術學會誌 = Journal of the KIMST, v.22 no.5, 2019년, pp.625 - 636

노성현 ((주)한화 화약) , 김종록 ((주)한화 화약) , 방재원 (국방과학연구소 지상기술연구원)

Abstract ▼ AI-Helper

Recently, research on projectiles with wings for precision guidance is actively underway. In this study, we analyzed how the tail fins attached to the projectile affect the base drag. Aerodynamic analysis was performed with RANS(Reynolds Averaged Navier-Stokes) equations using FLUENT, a commercial CFD(Computational Fluid Dynamics) code. Through the aerodynamic analysis, the base drag characteristics of the projectile by parameters (number, length, thickness, position, shape of tail fin) were investigated. The results of this study are expected to be applicable to aerodynamic design of tail fins mounted on projectiles.

주제어

표/그림 (21)

그림 Fig. 1. Computation domain
그림 Fig. 2. Grid near the projectile base
그림 Fig. 3. Grid near the projectile
표 Table 2. Design parameter
표 Table 1. Flow condition
표 Table 3. Difference among turbulent models
그림 Fig. 4. Grid convergence test result
그림 Fig. 5. Comparison of the C_DB(by N_TF)
그림 Fig. 6. Flow structure of base region
그림 Fig. 7. Mach number contour(include streamline), pressure contour by N_TF
그림 Fig. 8. X-Vorticity distribution by N_TF
그림 Fig. 10. Mach number contour(include streamline), pressure contour by T_TF
그림 Fig. 9. Comparison of the C_DB(by T_TF)
그림 Fig. 12. Mach number contour(include streamline), pressure contour by L_TF
그림 Fig. 11. Comparison of the C_DB(by L_TF)
그림 Fig. 13. X-Vorticity distribution by L_TF
그림 Fig. 15. Mach number contour(include streamline), pressure contour by P_TF
그림 Fig. 14. Comparison of the C_DB(by P_TF)
그림 Fig. 16. X-Vorticity distribution by P_TF
그림 Fig. 17. Comparison of the C_DB(by M_TF)
그림 Fig. 18. Mach number contour(include streamline), pressure contour by M_TF

AI 본문요약
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문제 정의

최근에는 미국의 Excalibur와 같이 재래식 포탄에 날개를 부착한 정밀타격용 포탄 개발이 활발하게 진행되고 있기 때문에^[9] 꼬리날개가 달린 포탄 형상에 대한 연구도 비중이 확대되고 있다. 그러므로 본 연구에서는 포탄 형상에 대해 CFD를 통해서 꼬리 날개의 개수, 면적, 두께, 위치, 형상에 따른 기저항력특성을 분석하였고 그 결과를 공기역학적 설계에 적용할 수 있도록 하였다.

제안 방법

CFD를 활용한 꼬리날개가 장착된 포탄의 기저항력 해석에서 격자 수렴성을 검토하였다. 프리즘 경계층 격자는 첫 격자 두께를 y⁺ 값이 1에 가깝도록 설정하기 위해서 각각의 유동조건에 대해서 해석을 수행한 후에 y⁺ 결과를 확인하였고 그 후에 적합한 프리즘 경계층 첫 격자의 크기를 결정하였다.
5를 통해 알 수 있다. 꼬리날개 8개인 형상이 다른 경우와 기저항력 결과가 다르게 나타나는 원인을 분석하기 위해서 꼬리날개와 기저부 주변의 유동장을 살펴보았다. 일반적으로 기저부 유동은 Fig.
11의 결과를 통해 알 수 있다. 꼬리날개 스팬 길이에 따라서 기저항력 차이를 보이는 원인을 살펴보기 위해서 Fig. 12의 마하수, 유선, 압력분포를 살펴보았다. 스팬길이 20 mm인 경우에는 꼬리날개가 없는 기저유동과 유사하게 중심축을 기준으로 두 개의 재순환 영역이 형성된다.
꼬리날개 위치를 기저면에서부터 각각 0 mm, 20 mm, 40 mm 떨어진 지점에 위치시켜 가면서 포탄의 기저항력을 계산하였다. 받음각 0도, 천음속 조건에서는 위치 0 mm인 경우가 다른 경우보다 기저항력계수가 높게 나타나는 경향을 보이는데 이것은 꼬리날개 끝단이 기저면과 같은 면에 위치하기 때문에 기저면을 증가시키는 것과 같은 효과를 내기 때문으로 보여진다.
꼬리날개 평판의 두께를 0.7 mm ~ 2.1 mm 까지 변화시켜가며 포탄의 공력해석을 수행하였다. Fig.
꼬리날개가 있는 포탄 형상에 대해 CFD를 활용하여 기저항력 특성을 분석하였다. 꼬리날개의 개수, 스팬의 길이, 두께, 위치, 형상을 다양하게 변화시켜 가면서 해석을 진행하였고 그에 따른 기저항력 변화의 경향성을 파악할 수 있었다.
꼬리날개의 개수, 스팬의 길이, 두께, 위치, 형상을 다양하게 변화시켜 가면서 해석을 진행하였고 그에 따른 기저항력 변화의 경향성을 파악할 수 있었다.
이것이 결국에는 기저부에서의 압력 차이를 가져와서 꼬리날개 8개인 형상이 가장 높은 기저항력을 가지게 된다. 날개 개수별 기저부 유동 구조의 차이에 대한 원인을 분석하기 위해서 꼬리날개들 사이 지점 (X = 0.67 m), 꼬리날개 끝단 직후 지점(X = 0.69 m), 기저부 후방 지점(X = 0.73 m)에서의 와도(Vorticity) 분포를 살펴보았다. 받음각이 0도인 유동조건에서는 와도의 크기가 매우 작거나 미미하다.
날개를 RF(Rectangular Fin)와 WAF(Wrap Around Fin) 형상에 대해서 포탄의 기저항력을 계산하였고 받음각 0도 조건에서는 RF 형상에 비해 WAF 형상들이 마하수에 따라서 전반적으로 기저항력계수가 낮게 나타난다.
본 연구에서 정의한 기저항력계수는 기저면에서의 면적을 기준면적(Aref)으로 하였으며 기준면적에 작용하는 힘은 해석결과에서 얻을 수 있는 압력성분과 점성성분 항을 합한 값을 적용하였다.
포탄 주위의 전체 격자는 Fig. 3과 같이 노즈 부분의 충격파가 발생하는 부분과 꼬리날개 주변의 밀도를 높게 주어 격자를 구성 하였다.
계산속도와 계산량의 한계로 인해 난류를 직접적으로 모사하지는 않지만 난류의 영향을 반영한 평균 흐름을 산출하는 RANS 난류모델을 사용하여 해석을 수행하였다. 포탄의 압축성 초음속 유동해석을 위해서 밀도 기반 솔버(Density based solver)로 해석을 수행하였다. 플럭스에 대해서는 Roe의 FDS (Flux Difference Splitting) 기법을 적용하였으며 공간정확도는 2차 정확도의 풍상차분법(Upwind difference method)을 적용하였다.
CFD를 활용한 꼬리날개가 장착된 포탄의 기저항력 해석에서 격자 수렴성을 검토하였다. 프리즘 경계층 격자는 첫 격자 두께를 y⁺ 값이 1에 가깝도록 설정하기 위해서 각각의 유동조건에 대해서 해석을 수행한 후에 y⁺ 결과를 확인하였고 그 후에 적합한 프리즘 경계층 첫 격자의 크기를 결정하였다. 기저부 주위의 격자는 Fig.

대상 데이터

2와 같이 생성하였고 격자수를 100만개 ~ 1100만개 까지 변화시켜가며 해석을 수행하였다. Fig. 3과 같이 마하수 2의 시험조건에서 격자 수렴성 결과를 파악하여 380만개 이상의 수준에서 격자를 선정하였다.
프리즘 경계층 격자는 첫 격자 두께를 y⁺ 값이 1에 가깝도록 설정하기 위해서 각각의 유동조건에 대해서 해석을 수행한 후에 y⁺ 결과를 확인하였고 그 후에 적합한 프리즘 경계층 첫 격자의 크기를 결정하였다. 기저부 주위의 격자는 Fig. 2와 같이 생성하였고 격자수를 100만개 ~ 1100만개 까지 변화시켜가며 해석을 수행하였다. Fig.
해석에 적용된 형상으로는 꼬리날개의 개수(NTF), 꼬리날개 Semi-Span의 길이(LTF), 꼬리날개의 두께(TTF), 꼬리날개가 기저부 끝단에서부터 떨어진 거리(PTF), 꼬리날개의 다양한 형상(MTF)에 따라서 해석을 수행하였으며 자세한 형상 정보는 Table 2와 같다.
꼬리날개가 장착된 포탄의 공력해석을 위해서 CFD 상용코드인 ANSYS FLUENT를 사용하였다. 해석을 위해서 비정렬 사면체 기반의 격자를 활용하여 Fig. 1과 같이 모델직경 대비 200배 크기의 구형 도메인을 구성하였다. 포탄의 기저면에서의 유동을 보다 정확하게 계산하기 위해서 기저부의 격자밀도를 높게 주어 서 Fig.

이론/모형

본 연구는 다양한 형상 및 시험조건 파라미터에 대한 정적 공력특성을 분석하는 것이 목적이기 때문에 정상상태(Steady State) 시간기법을 적용하여 해석을 수행하였다. 계산속도와 계산량의 한계로 인해 난류를 직접적으로 모사하지는 않지만 난류의 영향을 반영한 평균 흐름을 산출하는 RANS 난류모델을 사용하여 해석을 수행하였다. 포탄의 압축성 초음속 유동해석을 위해서 밀도 기반 솔버(Density based solver)로 해석을 수행하였다.
꼬리날개가 장착된 포탄의 공력해석을 위해서 CFD 상용코드인 ANSYS FLUENT를 사용하였다. 해석을 위해서 비정렬 사면체 기반의 격자를 활용하여 Fig.
난류모델에 따른 포탄의 기저항력 특성을 분석하기 위해서 해석에 사용된 난류모델은 Table 3과 같이 Sparart-Almaras, k-ω SST, Wilcox[10]의 압축성 보정 모델인 k-ω SST (CC) 총 3가지 모델을 사용하였다.
따라서 본 연구에서는 k-ω SST 모델을 사용하여 공력해석을 수행하였다.
3과 같이 노즈 부분의 충격파가 발생하는 부분과 꼬리날개 주변의 밀도를 높게 주어 격자를 구성 하였다. 본 연구는 다양한 형상 및 시험조건 파라미터에 대한 정적 공력특성을 분석하는 것이 목적이기 때문에 정상상태(Steady State) 시간기법을 적용하여 해석을 수행하였다. 계산속도와 계산량의 한계로 인해 난류를 직접적으로 모사하지는 않지만 난류의 영향을 반영한 평균 흐름을 산출하는 RANS 난류모델을 사용하여 해석을 수행하였다.
포탄의 압축성 초음속 유동해석을 위해서 밀도 기반 솔버(Density based solver)로 해석을 수행하였다. 플럭스에 대해서는 Roe의 FDS (Flux Difference Splitting) 기법을 적용하였으며 공간정확도는 2차 정확도의 풍상차분법(Upwind difference method)을 적용하였다.

성능/효과

3가지 모델의 CFD 결과와 풍동시험(마하수 2) 결과를 비교해본 결과 Table 3과 같이 k-ω SST 모델이 풍동시험 결과를 가장 잘 반영하는 것으로 나타났다.
결론적으로 꼬리날개 개수에 따른 기저항력 결과의 차이는 몸체 주변에서 발생하는 와도분포의 차이가 큰 영향을 미치는 것으로 보여 지며 공력설계 시 꼬리날개의 간격과 반경 방향의 위치를 적절하게 설계하는 것이 기저항력을 줄이는데 도움이 될 것으로 보여 진다.
10의 마하수와 유선 특성을 살펴보면 3가지 두께에 대한 형상이 거의 유사한 구조를 가지는 것을 알 수 있다. 결론적으로 날개 두께의 차이는 기저항력에 큰 영향을 미치지는 않는 것으로 보여 진다.
꼬리날개의 개수, 스팬의 길이, 두께, 위치, 형상을 다양하게 변화시켜 가면서 해석을 진행하였고 그에 따른 기저항력 변화의 경향성을 파악할 수 있었다. 본 연구 결과 꼬리날개가 달린 포탄의 기저항력을 감소하기 위해서는 꼬리날개 사이의 간격, 기저면으로부터 떨어진 꼬리날개의 위치, 꼬리날개 스팬의 길이를 변경하는 것이 큰 효과를 볼 수 있을 것으로 보여 진다. 본 연구에서는 RANS 난류모델만 활용하여 해석을 진행했지만 좀 더 정밀한 분석을 위해서 LES(Large Eddy Simulation)나 DES (Detached Eddy Simulation)와 같은 방법을 활용하여 해석하는 것이 필요해 보인다.
평판 형상(0.7 mm 두께)의 꼬리날개 스팬 길이를 변화시켜 가면서 해석한 결과를 살펴보면 각 마하수에 따라서 받음각 0도 조건에서는 Fig. 11과 같이 스팬 길이에 따른 기저항력 차이가 앞 절과 마찬가지로 거의 없는 것으로 확인된다. 받음각 0도의 천음속 구간에서는 스팬길이가 길어질수록 기저항력계수가 조금씩 커지는 차이를 보이며 초음속으로 갈수록 차이는 거의 없어진다.

후속연구

본 연구에서는 RANS 난류모델만 활용하여 해석을 진행했지만 좀 더 정밀한 분석을 위해서 LES(Large Eddy Simulation)나 DES (Detached Eddy Simulation)와 같은 방법을 활용하여 해석하는 것이 필요해 보인다. 또한 포탄에 BBU(Base Bleed Unit)나 RAP(Rocket Assisted Projectile)의 효과를 고려한 해석 연구를 추후에 진행하려고 한다.
본 연구 결과 꼬리날개가 달린 포탄의 기저항력을 감소하기 위해서는 꼬리날개 사이의 간격, 기저면으로부터 떨어진 꼬리날개의 위치, 꼬리날개 스팬의 길이를 변경하는 것이 큰 효과를 볼 수 있을 것으로 보여 진다. 본 연구에서는 RANS 난류모델만 활용하여 해석을 진행했지만 좀 더 정밀한 분석을 위해서 LES(Large Eddy Simulation)나 DES (Detached Eddy Simulation)와 같은 방법을 활용하여 해석하는 것이 필요해 보인다. 또한 포탄에 BBU(Base Bleed Unit)나 RAP(Rocket Assisted Projectile)의 효과를 고려한 해석 연구를 추후에 진행하려고 한다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	공간정확도를 해석을 위해 사용된 기법은?	포탄의 압축성 초음속 유동해석을 위해서 밀도 기반 솔버(Density based solver)로 해석을 수행하였다. 플럭스에 대해서는 Roe의 FDS (Flux Difference Splitting) 기법을 적용하였으며 공간정확도는 2차 정확도의 풍상차분법(Upwind difference method)을 적용하였다.
	정상상태(Steady State) 시간기법을 적용하여 해석한 이유는?	3과 같이 노즈 부분의 충격파가 발생하는 부분과 꼬리날개 주변의 밀도를 높게 주어 격자를 구성 하였다. 본 연구는 다양한 형상 및 시험조건 파라미터에 대한 정적 공력특성을 분석하는 것이 목적이기 때문에 정상상태(Steady State) 시간기법을 적용하여 해석을 수행하였다. 계산속도와 계산량의 한계로 인해 난류를 직접적으로 모사하지는 않지만 난류의 영향을 반영한 평균 흐름을 산출하는 RANS 난류모델을 사용하여 해석을 수행하였다.
	스팬길이를 변수로 두고 와도 분포를 측정한 결론은?	13과 같이 스팬길이가 길수록 와도가 더 크게 형성되는 것을 알 수 있다. 이것으로 볼 때 꼬리날개들 간의 간격뿐만 아니라 스팬의 길이도 기저항력에 영향을 미치며 스팬길이가 길수록 와도가 더 크게 형성되며 이로 인해 기저항력이 더 높아지기 때문에 공력설계 시 적절한 스팬 길이를 설정하는 것이 필요하다.

참고문헌 (10)

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원문보기 상세보기
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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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