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본 연구에서는 전산유체역학을 이용하여 고 레이놀즈수에 유동에서의 탠덤 에어포일에 대한 상대 위치 인자 연구를 진행한다. 탠덤형 날개의 경우 앞뒤 날개의 유동간섭이 날개 성능에 중요한 영향을 미친다. 본 연구에서는 이를 2차원 탠덤 에어포일로 고려하여 유동간섭을 확인한다. 유동간섭에 따른 에어포일 성능을 분석함으로써 뒤 에어포일의 상대 위치를 결정할 수 있으며, 본 연구결과는 실제 탠덤 날개 형태의 항공기 설계에 유용하게 이용될 수 있을 것으로 기대된다.

본 연구에서는 전산유체역학을 이용하여 고 레이놀즈수에 유동에서의 탠덤 에어포일에 대한 상대 위치 인자 연구를 진행한다. 탠덤형 날개의 경우 앞뒤 날개의 유동간섭이 날개 성능에 중요한 영향을 미친다. 본 연구에서는 이를 2차원 탠덤 에어포일로 고려하여 유동간섭을 확인한다. 유동간섭에 따른 에어포일 성능을 분석함으로써 뒤 에어포일의 상대 위치를 결정할 수 있으며, 본 연구결과는 실제 탠덤 날개 형태의 항공기 설계에 유용하게 이용될 수 있을 것으로 기대된다.

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• 연구 주제
• 연구 방법
• 연구 결과

문제 정의

• 2, 레이놀즈수 Re = 6 × 10⁶ , 및 받음각 AoA=8°에 대해, 탠덤 형식으로 배치한 두 개의 NACA0012 에어포일을 고려하였으며, 단면 압력분포를 제공하였다. 본 논문에서는 탠덤 에어포일 케이스에 대한 유동 해석방법의 검증을 위해 단면 압력분포를 비교하였다.
• 본 연구에서는, 두 에어포일 간의 상대 수평거리 및 상대 수직거리를 각각 SC와 G로 명명하고, 두 변수에 대한 상대 위치에 대한 인자 연구 (Parameter study)를 진행하였다. 두 에어포일의 상대위치를 고려하여 Table 1과 같이 위치 인자를 적절히 선정하였으며, 이에 대한 도식도를 Fig.
• 5c 케이스에서 발생할 것으로 판단된다. 가장 높은 C_l 증가량을 보였던 것과 앞전 윗면에서의 보다 높은 흡입압력 결과가 이를 뒷받침해 준다.
• 본 연구에서는, 탠덤 에어포일 사이의 상대 위치에 대한 인자 연구를 진행하였다. 위치 인자로써 상대 수평 길이 SC와 상대 수직 길이 G를 선정하였고, 각 위치 인자에 대한 인자 연구결과는 다음과 같다.

가설 설정

• 참고로, 본 연구에서 고려한 받음각은 최대 4°로 낮기 때문에, 에어포일 표면에서 떨어져나가는 유동박리현상은 없다고 가정할 수 있으며, 또한 점성항력 (Viscous drag)이 항력의 다수를 차지한다는 전제하에, ∆Cp에 대한 해석은 양력에 대해서만 서술한다.

제안 방법

• [1])의 경우, 순항 고도 약 15,000ft 및 순항 속도 209km/h로서, 날개 시위길이에 대한 레이놀즈수가 약 Re = 3 × 10⁶의 높은 영역에 속하며, 이 영역에 대해서는 많은 연구가 진행되지 않아왔다. 본 연구에서는, 첨단 사이언스 교육허브 개발 (Education-research integration through simulation on the net: EDISON) 사업에서 제공하는 CFD 해석 소프트웨어를 이용하여, 이러한 고 레이놀즈수 (high Reynolds number)에 대한 탠덤 에어포일의 수치해석을 진행한다. 또한, 수치해석결과를 기준으로 두 에어포일의 상대위치에 대한 인자 연구를 진행한다.
• 본 연구에서는, 첨단 사이언스 교육허브 개발 (Education-research integration through simulation on the net: EDISON) 사업에서 제공하는 CFD 해석 소프트웨어를 이용하여, 이러한 고 레이놀즈수 (high Reynolds number)에 대한 탠덤 에어포일의 수치해석을 진행한다. 또한, 수치해석결과를 기준으로 두 에어포일의 상대위치에 대한 인자 연구를 진행한다. 인자 연구에 앞서, 타 연구자의 고 레이놀즈수에서의 단일 에어포일 풍동실험 데이터 및 탠덤 에어포일에서의 수치 실험 데이터를 이용하여, CFD 해석 소프트웨어 및 해석 방법 등에 대한 유효성을 검증한다.
• 또한, 수치해석결과를 기준으로 두 에어포일의 상대위치에 대한 인자 연구를 진행한다. 인자 연구에 앞서, 타 연구자의 고 레이놀즈수에서의 단일 에어포일 풍동실험 데이터 및 탠덤 에어포일에서의 수치 실험 데이터를 이용하여, CFD 해석 소프트웨어 및 해석 방법 등에 대한 유효성을 검증한다. 인자 연구 모델로는 마하수 M = 0.
• 본 연구에서는 eMEGA 소프트웨어를 이용하여, CFD 해석을 위한 2차원 정렬격자 (Structured grid)를 생성하였다. 격자 생성 과정에서는 에어포일의 특성 길이 c를 무차원 길이 1로 고려하였다.
• 격자 생성 과정에서는 에어포일의 특성 길이 c를 무차원 길이 1로 고려하였다. 원방 경계조건 (Far-field boundary condition)을 이용하기 위해, 에어포일 앞전 (Leading edge)을 (0, 0)에 위치시킨 후, 받음각 (Angle of Attack: AoA)을 격자 생성 과정에서 고려하지 않기 위해 뒷전 (Trailing edge)을 (1, 0)에 위치시켰다. 또한, 에어포일 앞전을 기준으로 전방 15c, 후방 30c, 및 측방 15c 크기의 원방경계를 생성하였다.
• 원방 경계조건 (Far-field boundary condition)을 이용하기 위해, 에어포일 앞전 (Leading edge)을 (0, 0)에 위치시킨 후, 받음각 (Angle of Attack: AoA)을 격자 생성 과정에서 고려하지 않기 위해 뒷전 (Trailing edge)을 (1, 0)에 위치시켰다. 또한, 에어포일 앞전을 기준으로 전방 15c, 후방 30c, 및 측방 15c 크기의 원방경계를 생성하였다. 격자 간격의 경우, 에어포일 앞전 및 뒷전에 격자가 집중될 수 있도록 하였다.
• 격자 간격의 경우, 에어포일 앞전 및 뒷전에 격자가 집중될 수 있도록 하였다. 또한 정확도 높은 점성유동 해석이 가능하도록, y⁺ ≃ 1을 만족하는 경계층 (boundary layer) 격자를 고려하였으며, eMEGA에 내장되어 있는 Marching 기능을 이용하였다. 단일 에어포일에 대한 격자는 Fig.
• 기준이 되는 탠덤 에어포일의 경우, 앞 에어포일 (Fwd airfoil) 및 뒤 에어포일 (Aft airfoil)의 1/4c 사이의 상대거리를 3이 되도록 하였으며, 두 에어포일의 상대높이 및 상대 각이 각각 0이 되도록 하였다. Fig.
• 본 연구에서 사용한 해석자로서, EDISON 전산열유체 웹페이지에 등록된 ‘KFLOW_EDISON_2DAir’를 이용하였다. eMEGA에서 생성한 격자를 해당 해석자에서 인식할 수 있게 하기 위해, ;KFLOW_EDISON_Preflow;를 이용하여 격자를 변환하였다.
• 통상적으로 낮은 받음각, 고 레이놀즈수의 유동이 굴곡진 에어포일 표면을 지나면 기존의 층류 유동이 큰 스케일의 유동 박리 없이 난류유동으로 변하게 되며, 에어포일 뒷전에서 와류 (Wake)를 발생시킨다. 본 연구에서는 두 에어포일 사이의 유동간섭을 비교하기 위해 유동장 내 와류 유동을 vorticity contour로 표현하였으며, Fig. 10과 같이 나타내었다. Fig.

대상 데이터

• 본 연구에서 사용한 해석자로서, EDISON 전산열유체 웹페이지에 등록된 ‘KFLOW_EDISON_2DAir’를 이용하였다.
• 풍동실험의 유동조건은 마하수 M = 0.15 및 레이놀즈수 Re = 6 × 106이며, 에어포일은 NACA0012이다.
• 2절에서 소개된 해석 격자, 해석자 및 해석 방법에 대한 유효성을 검증하기 위해, 타 연구자들(Ref.[5,6,7])의 풍동실험 (Wind-tunnel test) 데이터를 활용하였다. 풍동실험의 유동조건은 마하수 M = 0.
• 연구모델로는 마하수 M = 0.2 및 레이놀즈수 Re = 6 × 106 NACA0012 탠덤 에어포일이 고려되며, 이는 3.2절에서 고려된 케이스와 같다.
• 본 연구에서는, 탠덤 에어포일 사이의 상대 위치에 대한 인자 연구를 진행하였다. 위치 인자로써 상대 수평 길이 SC와 상대 수직 길이 G를 선정하였고, 각 위치 인자에 대한 인자 연구결과는 다음과 같다.

이론/모형

• 본 논문에서는 이러한 유동을 포착하기 위해, γ-Reθ 천이모델 (Transition model)과 함께 Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) solver를 이용하였다.
• 본 논문에서는 높은 공간차분 (Spatial differentiation)을 위해 ROE flux difference splitting (FDS) scheme을 이용하였고, 제한자 (Limiter)로는 3차 정확도 monotonic upstream-centered scheme (3rd-order MUSCL) 방법을 이용하였다. 반복계산의 수렴성을 향상시키기 위해, 1단계 Multi-grid 방법을 활용하였다.
• 본 논문에서는 높은 공간차분 (Spatial differentiation)을 위해 ROE flux difference splitting (FDS) scheme을 이용하였고, 제한자 (Limiter)로는 3차 정확도 monotonic upstream-centered scheme (3rd-order MUSCL) 방법을 이용하였다. 반복계산의 수렴성을 향상시키기 위해, 1단계 Multi-grid 방법을 활용하였다.

성능/효과

• 두 단면 압력분포에서 볼 수 있듯이, 본 연구에서 소개된 유동 해석방법의 결과는 풍동 실험결과와 (Ref.[6])와 잘 일치하고 있으며, 특히 AoA=15°유동에서, 앞전 윗면 (Upper surface)에서의 흡입압력 (Suction pressure)을 잘 예측하고 있다.
• 이는 에어포일 주위의 격자를 좀 더 조밀하게 생성해 줌으로써 해결될 것으로 예상된다. 하지만, C_l값의 증가에 따른 경향성은 풍동실험결과와 잘 일치하는 것으로 보이며, 탠덤 에어포일 및 뒤 에어포일의 위치에 따른 유동 특성 변화를 잘 모사할 것으로 예상된다.
• [6])와 잘 일치하고 있으며, 특히 AoA=15°유동에서, 앞전 윗면 (Upper surface)에서의 흡입압력 (Suction pressure)을 잘 예측하고 있다. 이를 토대로 탠덤 에어포일 주위 유동에 대해, 본 연구에서의 유동 해석방법이 유효할 것임을 예상할 수 있다.
• [7]에서도 실험값과의 비교가 없으므로, 어떤 계산이 더 정확하다는 판단이 어렵다. 하지만 방법론의 차이에도 불구하고 유사한 압력분포를 도출한 점을 볼 때, 본 연구에서의 유동 해석방법이 탠덤 에어포일 케이스에 대해서도 유효할 것임을 예상할 수 있다.
• 10을 함께 비교하여 볼 때, 이러한 앞 에어포일에서의 와류 유동이 뒤 에어포일의 유효 받음각 (Effective AoA)을 감소시킴으로써 C_l의 감소에 기여하는 것으로 판단된다. 따라서 SC 증가에 따라 와료 유동의 효과가 줄어들고, 유효 받음각이 실제 받음각과 가까워지며 C_l 감소량이 줄어들게 된 것으로 보인다. 기존 SC=3케이스에 비해 SC=4 케이스에서, 뒤 에어포일의 ∆C_p가 큰 것은 이 때문이다.
• 0c 케이스에 비해 높은 C_l과 낮은 C_d를 보여주었다. 두 케이스에서의 C_d 감소량은 약 7counts로 거의 유사하였으나, C_l 증가량은 G=-0.5c 케이스가 훨씬 높았다. AoA=2°에 대한 앞 뒤 에어포일의 단면 압력분포를 비교하면 Fig.
• (1) 상대 수평 길이가 멀수록 앞 에어포일에서 발생하는 와류 유동이 뒤 에어포일에 영향을 덜 미치게 되며, 뒤 에어포일에서의 ∆C_p감소가 줄어들어 양력이 향상된다.
• (2) 상대 수직 길이의 경우, 앞 에어포일과 어긋나게 위치할수록 앞 에어포일의 와류 유동의 영향이 뒤 에어포일에 적게 미치게 되며, 특히 양의 받음각을 고려하였을 때, 뒤 에어포일이 상대적으로 아래쪽에 위치하는 것이 와류 유동의 영향을 보다 감소시킬 수 있어, 양력 향상 폭이 크다.
• 위의 결론을 종합하여 볼 때, 앞 뒤 에어포일의 유동간섭이 가능한 한 작은 것이 탠덤 날개 형태의 항공기에 유리하다고 할 수 있다. 하지만, 항공기 설계 시 동체 길이를 무한정 키울 수 없기 때문에, 앞뒤 날개를 가능한 한 멀리 떨어 뜨려놓되, 뒷날개를 상대적으로 아래쪽에 배치하는 것이 항공기 성능에 유리할 것으로 예상된다.

후속연구

• 2 및 레이놀즈수 Re = 6 × 10⁶ NACA0012 탠덤 에어포일이 고려되며, 이는 실제 제작된 light-weight aircraft의 순항 조건과 유사하다. 따라서 본 연구에서의 수치 해석 및 인자 연구 결과는 실제 탠덤 날개 형태의 항공기 설계에 유용하게 이용될 수 있을 것으로 기대된다.
• 현재 EDISON 포털에 등록된 CFD 소프트웨어의 제약 때문에 2차원으로 유동 해석을 제한하였지만, 탠덤 날개 형태의 항공기는 통상적으로 날개 길이가 길지 않아 3차원 날개 끝 와류 (Tip wake) 가 크게 발생한다는 점을 고려하여 볼 때, 보다 실제에 가까운 인자 연구를 진행하기 위해서는 3차원 유동 해석이 필요할 것으로 보인다. 참고로, 탠덤날개 형태와 유사한 카나드 날개 (Canard wing)형태의 항공기의 경우, 카나드 날개에서 발생하는 3차원 와류를 양력 향상에 이용하는 경우도 있는 만큼, 3차원 와류에 대한 고려가 필요하다.
• 참고로, 탠덤날개 형태와 유사한 카나드 날개 (Canard wing)형태의 항공기의 경우, 카나드 날개에서 발생하는 3차원 와류를 양력 향상에 이용하는 경우도 있는 만큼, 3차원 와류에 대한 고려가 필요하다. 향후 연구로는 탠덤 날개에 대한 3차원 유동 해석을 통한 상대 위치 인자 연구를 진행할 예정이다.

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질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
light-weight Amateur-built aircraft	대표적인 light-weight Amateur-built aircraft는 무엇인가?	많은 타 연구자의 연구들도 저 레이놀즈수 (Low Reynolds number) 영역에 초점을 맞추었다. 한편, 대표적인 light-weight Amateur-built aircraft인 Viking Dragonfly Mk. 2 (Ref.[1])의 경우, 순항 고도 약 15,000ft 및 순항 속도 209km/h로서, 날개 시위길이에 대한 레이놀즈수가 약 Re = 3 × 106의 높은 영역에 속하며, 이 영역에 대해서는 많은 연구가 진행되지 않아왔다.
탠덤 날개	탠덤 날개 형태의 비행기는 어떤 비행기 인가?	탠덤 날개 (Tandem wing) 형태의 비행기는 비슷한 폭을 가지는 두 날개가 비행기의 동체에 앞뒤로 붙어있는 비행기로, 일반적인 날개 (Conventional wing) 형태와 비교해 볼 때 상대적으로 높은 연료 효율을 갖는다. 또한 구조적 효율과 공기역학적 효율이 좋아 전체적인 비행기의 무게를 줄이는 설계가 가능하다.
탠덤 날개	탠덤 날개 형태의 비행기가 일반 날개의 비행기에 비해 무게를 줄일 수 있는 이유는?	탠덤 날개 (Tandem wing) 형태의 비행기는 비슷한 폭을 가지는 두 날개가 비행기의 동체에 앞뒤로 붙어있는 비행기로, 일반적인 날개 (Conventional wing) 형태와 비교해 볼 때 상대적으로 높은 연료 효율을 갖는다. 또한 구조적 효율과 공기역학적 효율이 좋아 전체적인 비행기의 무게를 줄이는 설계가 가능하다.

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