[논문]Wing Spoiler 전개 각도에 의한 공력특성 변화와 Lift Dumping Effect 분석

이영준; 김태균

문제 정의

본 연구는 EDISON 전산열유체 시스템을 이용하여 항공기의 날개에 장착되는 Wing spoiler에 대한 공력 특성을 알아보고자 진행되었다. 일반적인 Spoiler의 전개 각도인 50°를 기준으로 10° 간격으로 0°부터 총 6가지 case를 생성하여 공력해석을 수행하였다.
급격한 경로 선회를 해야 하는 전투기의 경우 이 Spoiler의 감속 기능을 이용하여 급기동을 하는 경우도 있다. 본 연구에서는 EDISON 열유체 시스템을 이용하여 이러한 다양한 기능을 갖는 Spoiler의 공력 특성을 분석해 보았다.
본 연구에서는 Spoiler의 전개 각도에 따른 공력 특성을 알아보기 위하여 Spoiler가 전개되지 않은 0°부터 최대 전개각도인 50°까지 10° 간격으로 순차적으로 변화시켜 가면서 분석을 해보기로 하였다.

가설 설정

따라서 유동조건을 설정하는 데 있어 경항공기의 일반적인 착륙 속도인 약 50 [m/s]와 받음각 5°를 기준으로 두고 해석을 진행하게 되었다. 이때 Reynolds number는 대략 333만이 되며 완전 난류 유동인 것을 가정하였다. 이에 따라 비압축성 해석자를 이용한 계산이 가능할 것으로 판단하여 서울대 개발의 2D_Incomp_P 솔버를 사용하여 연구를 진행하게 되었다.

제안 방법

1과 같은 방식으로 설정을 하였다. Spoiler는 날개의 Chord length의 0.7배인 위치에 놓이게 되며 이때 수평면과 Spoiler upper surface와의 각도를 Spoiler angle로 설정하였다. Spoiler의 길이는 전체 Chord length의 0.
7배인 위치에 놓이게 되며 이때 수평면과 Spoiler upper surface와의 각도를 Spoiler angle로 설정하였다. Spoiler의 길이는 전체 Chord length의 0.15배로 고정시켰으며 본 연구에서 설정한 6가지 Case의 경우 모두 동일한 크기로 설정하되 Spoiler angle만을 변화시키며 격자를 생성하였다.
유동해석에 사용되는 2D_Incomp_P 해석자의 경우 k-w SST 난류 모델을 사용하기 때문에 이 경우에는 첫 격자 간격인 y+를 1로 설정해 주어야 한다. 따라서 본 연구에 사용된 격자의 경우에도 첫 격자의 간격을 그에 맞게 설정하여 제작을 하였으며 익형 유동 해석 시 주로 사용되는 C-type 형태로 제작하여 해석을 진행하였다.
따라서 유동조건을 설정하는 데 있어 경항공기의 일반적인 착륙 속도인 약 50 [m/s]와 받음각 5°를 기준으로 두고 해석을 진행하게 되었다.
이때 Reynolds number는 대략 333만이 되며 완전 난류 유동인 것을 가정하였다. 이에 따라 비압축성 해석자를 이용한 계산이 가능할 것으로 판단하여 서울대 개발의 2D_Incomp_P 솔버를 사용하여 연구를 진행하게 되었다. 이 해석자의 경우 기본적으로 k-w SST 완전난류 모델을 적용하여 해석을 진행할 수 있다.
본 연구는 EDISON 전산열유체 시스템을 이용하여 항공기의 날개에 장착되는 Wing spoiler에 대한 공력 특성을 알아보고자 진행되었다. 일반적인 Spoiler의 전개 각도인 50°를 기준으로 10° 간격으로 0°부터 총 6가지 case를 생성하여 공력해석을 수행하였다. 그 결과 Spoiler의 전개 각도가 커질수록 양력은 감소하고 항력은 선형적으로 증가하는 것을 확인할 수 있었다.

대상 데이터

4)를 사용하여 제작을 하였다. 격자의 형태는 모두 정렬격자로 제작을 하였으며 Fig. 2에서와 같이 총 격자의 개수는 약 65000개, 블록의 개수는 7개로 구성이 되어 있다.
본 연구에서는 Spoiler의 전개 각도에 따른 공력 특성을 알아보기 위하여 Spoiler가 전개되지 않은 0°부터 최대 전개각도인 50°까지 10° 간격으로 순차적으로 변화시켜 가면서 분석을 해보기로 하였다. 본 연구의 참고 논문의 연구 자료를 참조하여 기본 익형 형상은 NACA 2415로 선정하였으며 Spoiler 형상의 경우 Fig. 1과 같은 방식으로 설정을 하였다. Spoiler는 날개의 Chord length의 0.

데이터처리

후처리에 사용된 소프트웨어는 EDISON 열유체시스템의 후처리 프로그램인 eDAVA(v3.2)를 이용하여 진행하였다. 우선 날개 주변에서의 압력 변화가 나타날 것으로 판단하여 Pressure coefficient를 가시화하여 나타내본 결과 Fig.

이론/모형

이에 따라 비압축성 해석자를 이용한 계산이 가능할 것으로 판단하여 서울대 개발의 2D_Incomp_P 솔버를 사용하여 연구를 진행하게 되었다. 이 해석자의 경우 기본적으로 k-w SST 완전난류 모델을 적용하여 해석을 진행할 수 있다.
이번 연구에 사용된 격자 생성 프로그램은 EDISON 전산열유체 시스템의 전처리 프로그램인 eMEGA(v3.4)를 사용하여 제작을 하였다. 격자의 형태는 모두 정렬격자로 제작을 하였으며 Fig.

성능/효과

두 경우의 contour는 동일한 범위 제한을 주어 가시화한 모습이다. Spoiler가 전개되지 않은 NACA 2415의 해석에서는 upper surface의 압력이 lower surface에 비해 더 낮고 이로 인해 양력이 발생하는 것을 확인할 수 있었다. 하지만 Fig.
일반적인 Spoiler의 전개 각도인 50°를 기준으로 10° 간격으로 0°부터 총 6가지 case를 생성하여 공력해석을 수행하였다. 그 결과 Spoiler의 전개 각도가 커질수록 양력은 감소하고 항력은 선형적으로 증가하는 것을 확인할 수 있었다. 양력의 경우 전개각도가 20° 이상인 부근에서 그 값이 음의 값을 나타나는데 이는 upper surface보다 lower surface의 압력 분포가 더 낮아져 발생하는 것으로 분석된다.
위의 표에서 Spoiler angle이 0°인 case는 NACA2415 airfoil만 있는 경우의 해석 결과이다. 모든 해석case에 대하여 전체적으로 양력은 감소하고 항력은 증가하는 양상을 보였다.
8과 9는 동일한 값으로 제한을 하여 나타낸 속도분포 contour이다. 이를 따라 streamline을 그려본 결과 기본 익형 형상에서는 보이지 않던 재순환 영역이 Spoiler의 뒤쪽으로 발생하는 것을 확인할 수 있었다. 이때 전개 각도에 따라 각기 다른 흐름 형상을 보이는데, Spoiler 각도를 10°로 설정한 case의 경우 Spoiler의 앞쪽으로는 유동이 큰 변화 없이 흐르는 것을 확인할 수 있었으나 그보다 큰 각도에서는 재순환영역이 발생하는 것을 볼 수 있었다.
항력의 경우 10° 간격으로 Spoiler의 각도를 변화시켜 보았을 때 거의 선형적으로 증가하는 모습을 보였는데 최대 각도로 전개가 된 경우에는 전개되지 않았을 때 보다 10배가량의 항력이 발생한 것을 확인할 수 있었다.

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