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문제 정의
- 본 연구에서는 삼차원 비정렬 비점성 유동 해석 코드를 이용하여 외부 장착물을 포함하는 전투기 형상 주위의 유 동장을 해석하고 외부 장착물과 꼬리날개 간의 공력 간섭현상을 조사하였다. 해석 코드의 검증을 위해 전투기 형상 주위의 정상 유동장에 대해 해석하고 계산된 결과를 실험치와 비교하여 본 연구에서 사용된 수치적 기법의 정확성을 입증하였다.
- 5는 이러한 외부장착물을 포함하는 전투기 형상에 대한 비정렬 격자 분포를 보여준다. 본 연구에서는 외부 장착물로부터의 정확한 후류포착을 위해 Fig. 6에서와 같이 예상되는 후류 영역에 대해 실린더 형태의 국부적인 격자 조밀화(packing)를 수행 하였으며 이에 대한 격자 테스트를 병행하였다.
제안 방법
- 공력 간섭에 의해 발생하는 수평꼬리날개의 비정상 하중을 최소화하기 위한 방안으로 뒷전 플랩 꺽임각 효과를 고려하였다. 플랩 꺽임각은 2: 4°, 6°를 고려하였으며 Fig.
- 이 과정에서 보다 정확한 후류 포착을 위해 예상된 후류 영역에 대한 국부적인 격자 조밀화가 이뤄졌으며 이에 대한 격자 의존성 테스트를 통해 해석의 타당성을 확보하였다. 공력 간섭에 의해 야기된 수평꼬리날개의 비정상 하중을 최소화하기 위한 대안으로는 뒷전 플랩 꺽임각(trailing edge flap deflection)을제시하였다.
- 6에서 보여지는 후류 영역에 대해 격자 밀도를 조절함으로써 서로 다른 세 개의 격자계를 구성하였으며 격자1 (coarse mesh)은 398, 229개, 격자2 (medium mesh)는 1, 912, 465개, 격자3(fine mesh)은 2, 436, 742개의 사면체 격자 요소를 가지도록 하였다. 동일한 조건 하에서 세 격자계에 대한 비정상 유동 계산을 시도하였다. 유동 조건은 마하수 0.
- 적용하였다. 또한 엔진 입구와 출구에서의 유동 흐름을 모사하기 위해 엔진 경계조건을 부과하였다. 본 연구에서는 엔진 출구에 자유류(fieestream)와 동일한 속도를 부과한 후 엔진 입/출구에서의 질유량(mass-flow rate)이 동일하도록 엔진 입구에서의 속도를 결정하는 방법을 사용하였다.
- 먼저 Fig. 6에서 보여지는 후류 영역에 대해 격자 밀도를 조절함으로써 서로 다른 세 개의 격자계를 구성하였으며 격자1 (coarse mesh)은 398, 229개, 격자2 (medium mesh)는 1, 912, 465개, 격자3(fine mesh)은 2, 436, 742개의 사면체 격자 요소를 가지도록 하였다. 동일한 조건 하에서 세 격자계에 대한 비정상 유동 계산을 시도하였다.
- 유동 계산을 시도하였다. 먼저 해석 코드의 검증을 위해 전투기 형상 주위의 정상 유동장에 대해 해석하여 수치적으로 얻어진 주 날개 및 수평/수직꼬리 날개 위에서의 압력 분포를 실험치와 비교하였다. 외부 장착물을 포함하는 전투기 형상 주위의 비정상 유동장 해석 결과를 통해 외부 장착물의 추가에 따른 공력 성능 및 유동 특성 변화를 고찰하였으며, 외부 장착물과 수평꼬리날개 간의 공력 간섭효과를 확인하고 이에 대한 원인 규명 및 감소 방안을 모색하였다.
- 확인할 수 있다. 보다 엄밀한 격자 테스트를 위해 격자2와 격자3을 통해 관찰된 후류의 비정상 거동에 대해 FFT(Fast Fourier Transform) 을 이용하여 기본 주파수 (fundamental frequency)를 계산하였으며, 격자2는 37.75Hz, 격자3은 31.94Hz를 나타내었다. 비록 두 격자계 간에 큰 차이를 보이진 않았지만 보다 정확한 수치해를 얻기 위해서는 이보다 더 높은 격자 해상도가 필요할 것으로 판단되며 본 연구에서는 격자3과 이와 대등한 격자 수를 사용하여 모든 비정상 유동 계산을 수행하였다.
- 확산기의 경우에는 연소(combustion) 과정에서 발생하는 후방교란(disturbance)이 압력파(pressure wave)의 형태로 전파되어 상류(upstream)의 충격파와 상호작용을 일으켜 그 결과로 충격파의 진동을 유발하게 되며, 이러한 충격파의 진동으로 인해 큰 와도가 발생하는 것으로 알려져 있다[6]. 본 연구에서는 TER로부터 발생하는 와도가 후방 교란으로 작용하여 TER와스토어 사이의 충격파를 진동시키고 다시 충격파의 진동으로 인해 큰 와도가 발생하는 일련의 피드백 과정을 통해 지속적인 후류가 발생하고 있는 것으로 판단된다. 단면 A-A 에서도 마찬가지로 충격파의 진동 현상이 일어나고 있음을 확인하였으며 이를 통해 실제 외부 장착물에서 발생하는 와도 및 충격파의 진동 현상은 훨씬 복잡하며 다차원적임을 판단할 수 있다.
- 본 연구에서는 삼차원, 비정렬, 비점성 유동 해석 코드를 이용하여 외부 장착물을 포함하는 전투기 형상에 대한 수치적 유동 계산을 시도하였다. 먼저 해석 코드의 검증을 위해 전투기 형상 주위의 정상 유동장에 대해 해석하여 수치적으로 얻어진 주 날개 및 수평/수직꼬리 날개 위에서의 압력 분포를 실험치와 비교하였다.
- 또한 엔진 입구와 출구에서의 유동 흐름을 모사하기 위해 엔진 경계조건을 부과하였다. 본 연구에서는 엔진 출구에 자유류(fieestream)와 동일한 속도를 부과한 후 엔진 입/출구에서의 질유량(mass-flow rate)이 동일하도록 엔진 입구에서의 속도를 결정하는 방법을 사용하였다. 이 때, 엔진 입구와 출구에서의 밀도와 압력은 모두 자유류의 값을 사용했다.
- 특히, TER와 스토어 사이의 좁은 통로에서 형성되는 강한 충격파는 이러한 후류를 생성함에 있어 필수적인 요소임을 판단할 수 있다. 본 연구에서는 외부 장착물 간의 세부적인 유동 현상들을 이해하고 후류 생성의 메커니즘을 설명하기 위하여 Fig. 11에서 보여지는 외부 장착물의 두 단면에서의 유동 현상에 대한 면밀한 분석을 시도하였다.
- 94Hz를 나타내었다. 비록 두 격자계 간에 큰 차이를 보이진 않았지만 보다 정확한 수치해를 얻기 위해서는 이보다 더 높은 격자 해상도가 필요할 것으로 판단되며 본 연구에서는 격자3과 이와 대등한 격자 수를 사용하여 모든 비정상 유동 계산을 수행하였다. 다음으로는 시간 간격에 따른 수치 해의 의존성을 테스트하였다.
- 비정상 유동해석을 수행하기에 앞서 외부 장착물과 수평꼬리날개 사이에 비정상 유동 현상을 정확히 포착하기 위해 예상된 후류 영역에 국부적인 격자 조밀화를 수행하였으며 이에 대한 격자 테스트 및 시간 간격 테스트를 수행하였다. 비정상 유동 해석의 결과로 외부 장착물에서 발생하는 후류와 수평꼬리날개 간의 공력 간섭현상을 확인하였으며 이 과정에서 충격파의 회절 현상으로 발생하는 와도와 이로 인한 충격파의 진동 현상을 관찰함으로써 후류 생성 메커니즘을 설명하였다. 비정상 진동 하중을 최소화하기 위한 방안으로 뒷전 플랩 꺽임각을 고려하여 큰 진동 감소 효과를 확인할 수 있었다.
- 해석 코드의 검증을 위해 전투기 형상 주위의 정상 유동장에 대해 해석하고 계산된 결과를 실험치와 비교하여 본 연구에서 사용된 수치적 기법의 정확성을 입증하였다. 비정상 유동해석을 수행하기에 앞서 외부 장착물과 수평꼬리날개 사이에 비정상 유동 현상을 정확히 포착하기 위해 예상된 후류 영역에 국부적인 격자 조밀화를 수행하였으며 이에 대한 격자 테스트 및 시간 간격 테스트를 수행하였다. 비정상 유동 해석의 결과로 외부 장착물에서 발생하는 후류와 수평꼬리날개 간의 공력 간섭현상을 확인하였으며 이 과정에서 충격파의 회절 현상으로 발생하는 와도와 이로 인한 충격파의 진동 현상을 관찰함으로써 후류 생성 메커니즘을 설명하였다.
- 외부 장착물에 의해 야기되는 공력 간섭현상의 원인을 규명하기 위해 먼저 외부 장착물의 형상 변화에 대한 테스트를 수행하였다. 형상 변화는 기존의 외부 장착물 형상에서 세 개의 스토어만 제외한 형상을 고려하였으며 이 형상에 대해서도 동일한 후류 영역에 대한 국부적인 격자 조밀화가 이루어졌다.
- 먼저 해석 코드의 검증을 위해 전투기 형상 주위의 정상 유동장에 대해 해석하여 수치적으로 얻어진 주 날개 및 수평/수직꼬리 날개 위에서의 압력 분포를 실험치와 비교하였다. 외부 장착물을 포함하는 전투기 형상 주위의 비정상 유동장 해석 결과를 통해 외부 장착물의 추가에 따른 공력 성능 및 유동 특성 변화를 고찰하였으며, 외부 장착물과 수평꼬리날개 간의 공력 간섭효과를 확인하고 이에 대한 원인 규명 및 감소 방안을 모색하였다. 이 과정에서 보다 정확한 후류 포착을 위해 예상된 후류 영역에 대한 국부적인 격자 조밀화가 이뤄졌으며 이에 대한 격자 의존성 테스트를 통해 해석의 타당성을 확보하였다.
- 전투기 형상의 외부 장착물과 수평꼬리날개 간의 공력 간섭현상을 조사하기 위해 외부 장착물을 포함하는 전투기 형상에 대한 비정상 유동 계산을 시도하였다. 본 연구에서 포함된 외부 장착물은 파일런(pylon), TER (Triple Ejector Rack), 그리고 세 개의 스토어(store)로 구성되며 Fig.
- 01은 약 5%의 차이를 나타냈다. 테스트를 통해 시간 간격 0.1, 0.05, 0.01 의 계산 결과가 외부 장착물에서 발생하는 실제 비정상 유동 현상을 타당성 있게 예측하고 있다고 판단할 수 있으며 본 연구에서는 계산 시간을 고려하여 시간 간격 0.05를 사용하기로 하였다.
- 해석 코드의 검증을 위해 천음속 영역에서의 전투기 형상에 대한 정상 유동 해석을 수행하였다. Fig.
대상 데이터
- 대한 정상 유동 해석을 수행하였다. Fig. 2는 본 연구에 사용한 삼차원 전투기 형상의 표면에서의 비정렬 격자 분포를 보여주고 있으며 해석에 사용된 격자계는 총 325, 078개의 사면체(tetrahedron) 격자 요소와 66, 555개의 격자점으로 구성되어 있다. Fig.
- 대한 비정상 유동 계산을 시도하였다. 본 연구에서 포함된 외부 장착물은 파일런(pylon), TER (Triple Ejector Rack), 그리고 세 개의 스토어(store)로 구성되며 Fig. 5는 이러한 외부장착물을 포함하는 전투기 형상에 대한 비정렬 격자 분포를 보여준다. 본 연구에서는 외부 장착물로부터의 정확한 후류포착을 위해 Fig.
데이터처리
- 다음으로는 시간 간격에 따른 수치 해의 의존성을 테스트하였다. 테스트를 위해 격자2를 사용하였으며 시간 간격 0.5, 0.1, 0.01에 대한 비정상 유동 계산을 수행하여 결과를 시간 간격 0.05에 대한 결과와 비교하였다. 시간 간격이 0.
이론/모형
- “지배방정식 (1)”을 수치적으로 계산하기 위한 공간 차 분화 기법으로 격자점 중심의 유한체적법을 사용 하였으며, 제어 체적을 구성하기 위해 메디안 듀얼 방법 (median-dual method)을 이용하였다. 이 방법은 Fig.
- 경계 조건은 원방 경계조건으로는 1차원적 유동에 대한 Riemann invariant를 사용하였으며 물체의 표면 에서는 유동 접선 조건을 적용하였다. 또한 엔진 입구와 출구에서의 유동 흐름을 모사하기 위해 엔진 경계조건을 부과하였다.
- 계산 시간의 단축 및 메모리 제한을 극복하기 위해 해석 코드는 MPI(Message Passing Interface)> 이용하여 병렬화 되었으며, 적절한 계산 영역의 분배를 위해 MeTiS library를 사용하였다. 모든 병렬계산은 리눅스 기반으로 구축된 Pentium Ⅳ.
- 비점성 플럭스는 Roe의 flux-difference splitting 을 사용하여 계산하였으며 공간상의 이차정확도 계산을 위해 선형 최소제곱 재구성(linear least-square reconstruction)방법을 사용하였다[4]. 시간 적분을 위해 내재적 시간 적분 방법의 하나인 point Gauss-Seidel방법을 사용하였으며, 정상 유동 계산에서는 국부 시간 전진(local-time stepping)기법을 사용하여 해의 수렴성을 향상시켰으며, 비정상 유동 계산에서는 선형화에 따른 오차를 줄이기 위하여 이중시간 전진(dual-time stepping) 기법을 사용하였다.
- 시간 적분을 위해 내재적 시간 적분 방법의 하나인 point Gauss-Seidel방법을 사용하였으며, 정상 유동 계산에서는 국부 시간 전진(local-time stepping)기법을 사용하여 해의 수렴성을 향상시켰으며, 비정상 유동 계산에서는 선형화에 따른 오차를 줄이기 위하여 이중시간 전진(dual-time stepping) 기법을 사용하였다.
성능/효과
- 격자1의 경우는 상대적으로 큰 수치적 확산(numerical dissipation)으로 인해 비정상 유동현상이 정확하게 포착되지 않는 결과를 보였고, 반면에 격자2의 경우부터는 외부 장착물로부터 발생하는 후류의 비정상 거동이 성공적으로 포착되고 있음을 확인할 수 있다. 보다 엄밀한 격자 테스트를 위해 격자2와 격자3을 통해 관찰된 후류의 비정상 거동에 대해 FFT(Fast Fourier Transform) 을 이용하여 기본 주파수 (fundamental frequency)를 계산하였으며, 격자2는 37.
- 9-(a)와 (b)에 각각 도시하였다. 결과를 통해 후류의 영향이 수평꼬리날개에 주기적인 하중으로 작용하고 있음을 알 수 있으며 이로 인해 수평꼬리날개에 구조적인 피로하중 또는 진동 현상이 발생될 수 있음을 확인하였다. 또한, 이러한 굽힘 하중과 피칭 하중의 복합적인 진동에 의해 수평꼬리날개에 구조적인휨(bending) 현상과 함께 뒤틀림(torsion) 현상도 발생할 수 있음을 예측할 수 있다.
- 본 연구에서는 TER로부터 발생하는 와도가 후방 교란으로 작용하여 TER와스토어 사이의 충격파를 진동시키고 다시 충격파의 진동으로 인해 큰 와도가 발생하는 일련의 피드백 과정을 통해 지속적인 후류가 발생하고 있는 것으로 판단된다. 단면 A-A 에서도 마찬가지로 충격파의 진동 현상이 일어나고 있음을 확인하였으며 이를 통해 실제 외부 장착물에서 발생하는 와도 및 충격파의 진동 현상은 훨씬 복잡하며 다차원적임을 판단할 수 있다.
- 유동이 하류 (downstream)로 이동함에 따라 좁은 통로 안으로 팽창파(expansion wave)와 여러 개의 경사 충격파 (oblique shock wave)가 발생하고 있으며, TER의 모서리 부분 앞에서는 강한 수직 충격파(normal shock wave)가 형성되고 있음을 볼 수 있다. 또한, 특징적인 현상으로 TER의 모서리 (comer) 부분에 이르러 충격파의 회절(diffiaction) 현상이 나타나고 있음을 관찰할 수 있다. Fig.
- 비정상 유동 해석의 결과로 외부 장착물에서 발생하는 후류와 수평꼬리날개 간의 공력 간섭현상을 확인하였으며 이 과정에서 충격파의 회절 현상으로 발생하는 와도와 이로 인한 충격파의 진동 현상을 관찰함으로써 후류 생성 메커니즘을 설명하였다. 비정상 진동 하중을 최소화하기 위한 방안으로 뒷전 플랩 꺽임각을 고려하여 큰 진동 감소 효과를 확인할 수 있었다.
- 대응하는 비정상 와도 분포는 이러한 충격파의 이동에 의해 후방에서 큰 와도가 발생하고 있음을 명확하게 보여주고 있다. 생성된 후류는 충격파가 다시 뒤로 이동하면서 하류 (downstream)로 흘러가게 되며 수평꼬리날개에 주기적인 공력 간섭현상이 일어나는 동안 이와 같은 충격파의 진동 현상도 주기적으로 발생하게 됨을 확인하였다.
- 위의 결과로부터 스토어의 유무가 수평꼬리날개의 비정 상하중을 야기하는 후류 생성에 중요한 역할을 하고 있음을 확인하였다. 특히, TER와 스토어 사이의 좁은 통로에서 형성되는 강한 충격파는 이러한 후류를 생성함에 있어 필수적인 요소임을 판단할 수 있다.
- 외부 장착물을 포함하는 전투기 형상 주위의 비정상 유동장 해석 결과를 통해 외부 장착물의 추가에 따른 공력 성능 및 유동 특성 변화를 고찰하였으며, 외부 장착물과 수평꼬리날개 간의 공력 간섭효과를 확인하고 이에 대한 원인 규명 및 감소 방안을 모색하였다. 이 과정에서 보다 정확한 후류 포착을 위해 예상된 후류 영역에 대한 국부적인 격자 조밀화가 이뤄졌으며 이에 대한 격자 의존성 테스트를 통해 해석의 타당성을 확보하였다. 공력 간섭에 의해 야기된 수평꼬리날개의 비정상 하중을 최소화하기 위한 대안으로는 뒷전 플랩 꺽임각(trailing edge flap deflection)을제시하였다.
- 마찬가지로 외부 장착물에서 발생하는 와도에 의한 후류를 관찰할 수 있으나 와도의 강도가 크게 약화되었으며 후류의 영향이 수평꼬리날개에 거의 미치지 않고 있음을 알 수 있다. 특히, 일정한 간격으로 수평꼬리날개와의 직접적인 공력 간섭을 일으켰던 큰 부피의 와도 역시발생되지 않음을 확인하였다. 이러한 효과를 정량적으로 확인하기 위해 Fig.
- 09°인 유동 조건에 대해 수평꼬리날개에서의 비정상 굽힘 모멘트 계수와 피칭 모멘트 계수를 파워 스펙트럼 밀도와 함께 보여준다. 플랩 꺽임각이 증가함에 따라 수평꼬리날개의 비정상 진동 하중의 감소 효과는 비례하여 커지고 있음을 알 수 있으며 특히 플랩 꺽임각 4° 이상에서는 진동 현상이 거의 사라짐을 확인하였다.
- 해석 코드의 검증을 위해 전투기 형상 주위의 정상 유동장에 대해 해석하고 계산된 결과를 실험치와 비교하여 본 연구에서 사용된 수치적 기법의 정확성을 입증하였다. 비정상 유동해석을 수행하기에 앞서 외부 장착물과 수평꼬리날개 사이에 비정상 유동 현상을 정확히 포착하기 위해 예상된 후류 영역에 국부적인 격자 조밀화를 수행하였으며 이에 대한 격자 테스트 및 시간 간격 테스트를 수행하였다.
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