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제안 방법
- 8) 조건에서는 경사충격파가 생기는 것을 볼 수 있다. EDISON-CFD의 계산을 바탕으로 날개의 양력과 항력을 계산하였다. 날개의 단면 형상이 변하지 않는다는 가정 하에 양력은 Table 3과 같이 나타내어진다.
- 1)를 이용, CL값과 양력의 관계식을 통해 요구되는 익면적을 계산하였고, 그 결과는 각각 1650ft2와 1550ft2였다. 두 결과 값의 차이는 날개 가변 작동 시에 동체 내부로 들어가는 면적을 설정함으로써 해결하는 것으로 하였고, AAA와 Program for Aircraft Synthesis Studies(3)를 병행 이용하여 aspect ratio와 날개 면적, taper ratio, leading edge sweep angle을 설정하고, cord length, span, trailing edge sweep angle 등의 결과를 획득하여 최종 geometry를 완성하였다. 그 도면은 위의 Figure 1과 같다.
- 따라서 경사 충격파가 발생되는 지점에 mesh adaptation(4)을 적용하여 충격파가 발생하는 영역에서 격자를 새로 생성하면, 좀 더 정확하게 파악할 수있는 further study가 가능하다. 또한, 2차원 해석에서 도출된 날개의 양력과 항력을 토대로 3차원 날개의 양력과 항력을 추정해볼 수 있었다. 보다 세부적인 3차원 형상 제작 후 3차원 공력 해석을 통하여 보다 정확한 공력 데이터를 도출할 것이다.
- 따라서 설계 시 날개 단면인 airfoil의 형상을 선택 하는 사항이 가장 중요한 요소로 작용한다. 본 연구에서는 충격파의 생성 지점을 지연시켜 효율을 증대하는 airfoil 종류 중 하나인 NASA Supercritical Airfoil을 선택하기로 결정하였다. 비교 분석을 위한 추려낸 5개의 airfoil 중 가장 우수한 성능을 보이는 것을 선정하였는데, 선정 기준으로는 아음속/ 초음속 조건에서 받음각에 따라 양력계수와항력계수를 EDISON_CFD를 통해 계산해 내어 그 공력성능이 가장 뛰어난 것을 뽑았다.
- 비교를 위하여 NASA SC-0010, NASA SC-0403, NASA SC-0503, NASA SC-0606, NASA SC-0706 총 5개의 airfoil 형상을 임무 형상에서 결정된 아음속 상승 및 순항 속도와 초음속 순항속도에 따른 공력해석을 해보았다. 각 에어포일 형상에 적용한 2차원 유동조건은 Table 2와 같다.
- 설계할 초음속 비즈니스 여객기의 요구조건과 임무 요구도(Mission Profile)를 설정함으로써 개념 설계를 시작하였다. 임무 형상(Mission Profile)을 구성하는 단계에서는 기존의 콩코드와 초음속 비즈니스 여객기 설계데이터(1)를 참고하여 정리하였고, 기체의 중량을 근사할 때에는 각 구간(Takeoff, Climb, Cruise, 등)의 fuel fraction을 계산하여 AAA(Advanced Aircraft Analysis)의 Fuel fraction estimation (2) 를 이용하였다.
- 임무 형상(Mission Profile)을 구성하는 단계에서는 기존의 콩코드와 초음속 비즈니스 여객기 설계데이터(1)를 참고하여 정리하였고, 기체의 중량을 근사할 때에는 각 구간(Takeoff, Climb, Cruise, 등)의 fuel fraction을 계산하여 AAA(Advanced Aircraft Analysis)의 Fuel fraction estimation (2) 를 이용하였다.
- Figure 4와 같이 아음속에서는 받음각이 4도일 때 모든 airfoil의 양항비가 15에서 20 사이에 위치하였다. 초음속 비행기 설계에서 가장 중요하다 할 수 있는 효율성에 대해 분석하기위해, M=1.8에서의 양항비도 계산하여 비교해 보았다. 비교결과 받음각이 4도에서 NASA SC-0403과 NASA SC-0503의 양항비가 각각 7.
- 해석된 airfoil 형상에 대해 양항비(Lift to Drag Ratio)를 계산하였다.
데이터처리
- 날개의 형상 결정에는, 먼저 아래 2.2 Aerodynamic Analysis의 계산 결과 중 최저 받음각인 2도에서의 lift coefficient(subsonic에서 0.3, supersonic에서 0.1)를 이용, CL값과 양력의 관계식을 통해 요구되는 익면적을 계산하였고, 그 결과는 각각 1650ft2와 1550ft2였다. 두 결과 값의 차이는 날개 가변 작동 시에 동체 내부로 들어가는 면적을 설정함으로써 해결하는 것으로 하였고, AAA와 Program for Aircraft Synthesis Studies(3)를 병행 이용하여 aspect ratio와 날개 면적, taper ratio, leading edge sweep angle을 설정하고, cord length, span, trailing edge sweep angle 등의 결과를 획득하여 최종 geometry를 완성하였다.
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