초록 ▼

천음속에서의 최적 항공기 날개 설계에 관한 연구의 최종연구 결과를 요약하면 다음과 같다. 천음속 항공기용 초임계 날개의 공기 역학적 설계분야는 그 동안에 연구된 여러 형상 함수들의 조합에 의해 익형을 표현하고 익형 전체를 동시에 변형시키는 설계 방법을 여러 조건에 대하여 시도해 보았다. 초임계 익형과 같은 제한 조건에 매우 민감하게 변하는 경우의 적용에서 나타나는 단점을 보완하기 위하여 형상 함수의 조합만으로는 나타내기 어려훈 임의의 익형은 3 차 Spline을 이용한 부분적 형상 수정을 통하여 공기 역학적 성능을 보다 향상시킬 수

천음속에서의 최적 항공기 날개 설계에 관한 연구의 최종연구 결과를 요약하면 다음과 같다. 천음속 항공기용 초임계 날개의 공기 역학적 설계분야는 그 동안에 연구된 여러 형상 함수들의 조합에 의해 익형을 표현하고 익형 전체를 동시에 변형시키는 설계 방법을 여러 조건에 대하여 시도해 보았다. 초임계 익형과 같은 제한 조건에 매우 민감하게 변하는 경우의 적용에서 나타나는 단점을 보완하기 위하여 형상 함수의 조합만으로는 나타내기 어려훈 임의의 익형은 3 차 Spline을 이용한 부분적 형상 수정을 통하여 공기 역학적 성능을 보다 향상시킬 수 있는 방법을 연구하였다. 특히, 익형의 앞전과 같이 곡률이 큰 부분에서는 Tension Spline 으로 익형의 형상을 표현하여 매끄러움을 유지하였다.
또한, 3차원 날개의 수치 해석을 위하여 테이퍼 비와 후퇴각을 갖는 날개에 대하여 C-O 형 및 C-H 형 격자를 구성하고 풍상 차분법 및 유한 체적법을 이용한 Euler방정식 Code를 개발하였으며 초임계 익형과 후퇴각으로 인한 저속의 Pitch-Up현상 연구를 위하여 3차원 후퇴익 모델에 대한 아음속 풍동 실험을 수행하였다.
천음속 날개의 최적 Winglet 설계에 관한 연구에서는 천음속용 초임계 익형을 이용한 날개에 Winglet을 부착함으로서 나타나는 Winglet의 효과를 Euler 방정식을 이용한 수치 해석을 통하여 고찰하였다. 격자 형성 방법으로 기본 날개와 단일 Winglet의 경우에는 대수적 방법을 이용하였고 이중 Winglet의 경우에는 대수적 방법에 의한 격자계를 초기값으로 하여 편미분 방정식을 통하여 최종 격자계를 형성함으로서 격자계 형성에 필요한 계산 시간을 줄였다.
아음속 유동장과 천음속 유동장에 대하여 Winglet의 후퇴각과 시위길이를 변화시키며 항력 계수의 감소 및 굽힘 모멘트의 증가율을 계산하였으며 제 1 세부 과제에 공동으로 본 연구실의 아음속 풍동을 이용하여 Winglet을 부착한 날개에 대하여 풍동 실험을 수행하였다.
계산 결과 켄트각이 증가함에 따라 유도 항력의 감소율이 증가하고 굽힘 모멘트가 증가하며 날개의 후퇴각 및 Winglet의 크기도유도 항력 감소에 많은 영향을 미친다는 것을 알 수 있었다. 실험 결과 Winglet설계시 Winglet의 위치는 앞전은 날개 끝단 정점 근처에 뒷전은 날개의 뒷전 근처에 있을 때 큰 효과가 있음을 확인하였다.
천음속 항공기 날개의 동특성 및 공력탄성학적인 설계에 관한 기초 연구에서는 1차년도에 천음속에서의 공탄성 해석이 가능한 MSA(Modified Strip Analysis)의 이론적 전개 및 테스트를 수행하였으며 2 차 년도에 MSA에 의한 플러터 계산 과정을 완성하였고, DLM, DPM을 사용한 비정상 공기력 해석 코우드를 구성하였다. 본 년도에선 구성된 MSA 프로그램과 실험치에서 구한 공기력 계수를 사용하여 각 마하수와 앙각에 대해 MSA를 수행하여 천음속 bucket을 확인하였으며 DLM, DPM 과 SAPIV를 사용한 공탄성 해석 코우드를 개발, MSA의 결과를 통해 보정 계수를 구함으로써 천음속 적용의 가능성을 제시하였다. 또한 복합재료로 된 초임계 날개 모델의 천음속 플러터 특성을 위와 같은 방법을 이용, 간접적으로 구할수 있었다. 그리고 아음속 풍동을 사용한 복합 재료 평판 날개의 공탄성 실험을 전진각 및 후퇴각을 파라메타로 하여 실행하였다.
본 연구를 통해 등방성 및 비등방성 재질 날개의 아음속, 천음속 플로터 해석이 가능해졌다고 하겠다.
천음속 복합 재료 날개의 구조 해석 및 최적 구조 설계에 관한 기초 연구에서는 현재 널리 각광 받고 있는 복합재료로 된 날개 구조물의 천음속 영역에서의 구조해석과 한걸음 더 나아가 1, 2, 3 세부 과제의 연구결과인 최적 형상의 에어포일 자료와 날개 형상, 공기 역학적 자료들을 참조하여 최대성능과 최소무게를 가지는 날개 구조를 설계하는 데 그 목적이 있다. 이러한 목적을 달성하기 위해, 날개 구조물의 유한요소 프로그램에 의한 해석과 다양한 최적비선형 문제도 쉽게 풀수 이는 벌칙 함수를 이용하는 간접 해법에 대한 연구를 주로 수행하여 최적화 프로그램인 SNUOPT를 만들었다. 최적화 루틴과 유한요소 해석프로그램을 유기적으로 결합하여 구조최적화 프로그램을 완성하여 여러가지 예제들을 수행하였으며, 제 1, 2세부과제로부터 넘겨받은 천음속 영역에서의 공력 데이타를 바탕으로 NASTRAN과 SNUOPT를 유기적으로 결합하여 본 연구의 목표인 복합 재료 날개의 테일러링을 수행하였다. 이러한 연구에 부수되어 최적화 기법에 대한 연구를 수행하였으며, 현재 많은 연구가 이루어지고 있는 퍼지이론에 이들 응용하였다.

Abstract ▼

The final results of Optimal Aircraft Wing design Research for Transonic Wind-speed are as follows:
In the Ist subresearch of supercritical airfoil design for transonic wind-speed, the various shape functions developed in last year were combined together to form an airfoil. Once the airfoil para

The final results of Optimal Aircraft Wing design Research for Transonic Wind-speed are as follows:
In the Ist subresearch of supercritical airfoil design for transonic wind-speed, the various shape functions developed in last year were combined together to form an airfoil. Once the airfoil parameters were finalized, the shape of the airfoil were changed under various conditions to optimize the airfoil shape. Typical supercritical airfoil shapes have the drawback of being changed too sensitively under the flight limit conditions. To compensate for such disadvantage of supercritical airfoils and to improve the aerodynamic performance, Three Dimensional Spline Shape Correction Method were applied to some airfoils which were hard to be represented by the combination of shape functions only. Specially, Tension Spline was used to maintain the smoothness of the airfoil surface, and to represent the some part of the airfoil, such as leading edge, which has a large curvature radius.
As well as C-O type and C-H type Grids about the three dimensional wing having taper ratio and sweep back angle, Euler Equation co de utilizing Upwind Method and Finite Volume Method were also developed for the purpose of numerical analysis. In addition, the subsonic wind tunnel test was performed on the three dimensional sweep back model for the study of low wpeed Pitch-Up phenomenon caused by supercritical airfoil shape and sweep back angle.
The 2nd part of the research was designing the optimal winglet configuration for the transonic windspeed aircraft wing. For this subresearch, the supercritical aircraft wing with winglet was numerically analyzed to study the effect of winglet on the wing performance. As the grid generation method for the single winglet configuration, Algebraic method was used while PDE method using Algebtaic method grid as the initial values was used to decrease the computing time for the double winglet configuration.
Drag coefficient and bending moment were calculated while changing the winglet sweep back angle and chord length. In conjunction with the lst subresearch process, subsonic wind tunnel test was performed on the designed wing with winglet.
The results of the numerical analysis showed that, by increasing cant angle, winglet produced a slight increase in bending moment while it reduced a large amount of induced drag. Also, sweep back angle and the size of winglet had a great influence on the decrease in induced drag. The wind tunnel test verified that the effect of the winglet would be maximized when putting the leading edge of the winglet on the leading edge of the wing tip and the trailing edge of the winglet on the trailing edge of the wing tip
The theoretical backgrounds of Modified Strip Analysis for the analysis of transonic aeroelasticity and their verifications were performed during the first year. Last year, the procedures for flutter calculation by MSA and code for analysis of unsteady aerodynamic force by DLM, DPM theory were developed.
This year, we have verified th etransonic bucket by performing MSA with aerodynamic force coefficients obtained in the experiment at each Mach No. and angle of attack. We, also, developed aeroelastic analysis code with DLM, DPM and SAPIV in order to show the possibility of its application in the transonic range with aids of weighting factors which can be obtained by MSA results. Besides the transonic flutter characteristics of supercritical composite wing model can be obtained indirectly by the method mentioned above.
We performed subsonic wind tunnel test for aeroelasticity of composite plate wing with changing swept angle. Through the results of this reseach, we made the analysis of subsonic and transonic flutter with isotropic and anisotropic wing possible.
The objective of the 4th subresearch topic is to analyze the composite wing structure in subsonic region, and to design the wing structure optimally, based on the results of the 1, 2, 3th subresearch topic, containing optimal configured airfoil data and aerodynamic data, etc. To meet these ends, the analysis of wing structure using finite element method, and the literature survey of various optimization techniques, implementation of technique, the indirect approach using the penalty function which solves the strong nonlinear problem easily is considered mainly, and is implemented as SNUOPT. By combining optimization routine SNUOPT and the finite analysis programs, the OSDs (Optimum Structural Design programs) are developed. Using this program, many example problems are solved, and the tailoring of composite wing is carried out using the aerodynamic data from the 1, 2 subresearch topic. The two level optimization technique for the composite plate and the subject of fuzzy optimal design are also considered.

목차 Contents

• 제 1 장. 서 론...13
• 제 2 장. 연구 방법...13
• 제 3 장. 결 과...15
• 제 1 절. 제 1 세부 연구 과제...15
• 제 2 절. 제 2 세부 연구 과제...17
• 제 3 절. 제 3 세부 연구 과제...18
• 제 4 절. 제 4 세부 연구 과제...20
• - 1세부목 차 -...22
• 제 1 장. 서 론...24
• 제 2 장. 연구 방법...27
• 제 1 절. 익형의 최적화 설계...27
• 제 2 절. 유동 변수와 설계 변수의 동시 보정...31
• 제 3 절. 3차원 Wing의 설계 및 격자 형성...36
• 제 4 절. 3차원 Euler 해법...38
• 1. 지배 방정식...38
• 2. 지배 방정식의 변환...39
• 3. 공간 차분화...42
• 가. 풍상 차분법...44
• 나. FVS 방법...46
• 다. 고차의 공간 차분법 - MUSCL법...52
• 4. 시간 이산화...55
• 제 3 장. 결 과...58
• 제 1 절. 형상함수에 의한 익형의 설계...58
• 제 2 절. Spline을 이용한 익형의 부분 설계...60
• 1. 3차 Spline을 이용한 익형의 뒷전 수정...61
• 제 3 절. 설계된 3차원 날개에 대한 공력 계산...63
• - 2세부목 차 -...102
• 제 1 장. 서 론...103
• 제 2 장. 연구 방법...109
• 제 1 절. 격자계 형성...109
• 1. 대수적 방법을 이용한 격자계 형성...112
• 가. 3차원 Transfinite 알고리즘의 정식화...112
• 나. 표면에 수직인 격자의 형성...115
• 다. 수직 벡터의 Filtering...117
• 2. 편미분 방정식을 이용한 격자계 형성...119
• 가. 타원형 격자 형성 방법...119
• 나. 내부 격자 분포 조절...120
• 제 2 절. 3차원 Euler 계산...125
• 제 3 장. 계산 결과...127
• 제 1 절. 아음속에서 Winglet이 부착된 날개의 공력 특성...128
• 제 2 절. 천음속에서 Winglet이 부착된 날개의 공력 특성...131
• 제 3 절. 천음속에서의 기본 날개, 단일 Winglet을 갖는 날개, 이중 Winglet을 갖는 날개의 공력 특성...133
• 제 4 장. Winglet을 갖는 날개에 대한 실험...137
• 제 1 절. 모델 제원 및 실험 장치...137
• 제 2 절. 실험 결과...137
• 제 5 장. 결 론...139
• 참고 문헌...142