초록 ▼

항공기의 설계시에 추진기관으로써의 프로펠러를 고려할 때 프로펠러와 항공기의 날개를 비롯한 여러 양력체간의 상호간섭(interaction)은 필수적으로 나타나게되고 이러한 상호간섭은 소음과 진동 뿐만아니라 항공기의 안정성과 공기역학적 성능에영향을 준다. 특히 프로펠러와 날개의 상호간섭은 날개의 양력증가와 항력감소를 유발하며 이러한 상호간섭으로 나타나는 공력을 계산하기 위해서 여러 준비정상, 비정상 방법이시도되었다. 본 연구에선 프로펠러와 날개의 상호간섭 시스템을 와류 고리 요소(vortexring element)를

항공기의 설계시에 추진기관으로써의 프로펠러를 고려할 때 프로펠러와 항공기의 날개를 비롯한 여러 양력체간의 상호간섭(interaction)은 필수적으로 나타나게되고 이러한 상호간섭은 소음과 진동 뿐만아니라 항공기의 안정성과 공기역학적 성능에영향을 준다. 특히 프로펠러와 날개의 상호간섭은 날개의 양력증가와 항력감소를 유발하며 이러한 상호간섭으로 나타나는 공력을 계산하기 위해서 여러 준비정상, 비정상 방법이시도되었다. 본 연구에선 프로펠러와 날개의 상호간섭 시스템을 와류 고리 요소(vortexring element)를 이용하여 공력 해석을 수행할 수 있는 수치적 방법을 개발하였다.1차년도에서는 프로펠러와 날개 각각의 공력을 해석할 수 있는 코드를 개발하였다.유동이 비점성 및 선형 압축성을 가진 퍼텐셜 유동장에서 라플라스 방정식을 만족하게 되어, 프로펠러와 날개는 와류고리 요소로 구성된 양력면으로 모델링될 수 있다. 프로펠러와날개의 해석에 사용된 와류고리 요소법은 프로펠러와 날개의 chord 표면상에 와류고리요소를 배치시켜 해석하는 것으로, 각 패널의 1/4 chord 위치에 bound vortex를 위치시키고 고정후류를 시스템에 포함시켜 3/4 chord 위치에 있는 control point에서의 경계조건을 만족하게 한다. 프로펠러에서 사용된 고정후류는 helical surface 형태로 유동속도에 연관되어 프로펠러의 trailing edge에서 뻗어나가도록 모델링 되었고 경계조건은 양력면의 수직한 방향으로 속도성분이 없다는 Flow tangency condition과 Kutta condition 사용하였다. 컴퓨터코딩 후 프로펠러와 날개의 공력해석 결과를 실험결과나 다른 전산기법을 사용한 결과와 비교하여 잘 일치함을 볼 수 있었다.2차년도에는 와류 고리 요소(Vortex Ring Element)를 이용하여 상호 간섭계에 있는프로펠러와 날개의 공기역학적 상호 작용을 해석하는 준비정상(Quasi-Steady), 3차원 전산기법을 개발하였다. 프로펠러와 날개는 와류 고리 요소로 구성된 양력면으로 모델링 하였다. 유동은 비점성 및 선형 압축성을 가지며 경계 조건으로는 양력면의 수직한 방향으로는속도성분이 없다는 것과 Kutta Condition을 사용하였다. 경계조건으로부터 상호 간섭항을포함하는 대수방정식을 구성하고 프로펠러의 회전각도에 따라 계산함으로써 준비정상 공력을 해석하였다. 해석 결과는 준비정상 양력선 이론의 결과와 주파수 영역 패널법(PanelMethod)을 사용한 비정상 해석결과와 비교함으로써 와류 고리 요소를 이용한 3차원 양력면이론의 타당성을 입증하였다.

Abstract ▼

When designing a propeller as an aircraft propulsive system,the interaction between the propeller and the wing becomes very importat. Thisinteraction between the two not only have an effect on noise and vibration, but also onaircraft stability and aerodynamic performance. In particular,

When designing a propeller as an aircraft propulsive system,the interaction between the propeller and the wing becomes very importat. Thisinteraction between the two not only have an effect on noise and vibration, but also onaircraft stability and aerodynamic performance. In particular, the interaction betweenpropeller and wing induces decrease in lift and increase in drag. In order to analyzethe aerodynamic forces due to the interaction, a number of methods have been studied.In this research, a quasi-steady numerical method a to analyze the aerodynamic forcedue to the interaction between propeller and wing using vortex ring elements had beendeveloped.In the first year, a numerical method for the aerodynamic analyses for isolatedpropeller and isolated wing has been developed. the isolated wing and propeller wereeach modeled using vortex ring elements based a linear compressible potential theory.This method locates the bound vortex at the quarter-chord, includes rigid wake in thesystem and applies the boundary condition at the control point located at the thirdquarter-chord. The rigid wake used in the propeller, seen as helical surface, wasmodeled to extend from the tailing edge. Also, Flow tangency condition (no velocityelement normal to the lifting surface) and Kutta condition was used as a boundarycondition. The present results were compared with measured data and other numericalresults showing good agreement.In the second year, a 3-dimensinal quasi-steady aerodynamic interaction betweenthe propeller and wing is analyzed using vortex ring elements. The flow is assumedto be inviscid and the linear compressibility is assumed. The quasi-steady interactionis computed for one cimplete rotation of a propeller in 10 degree phase angle incrementswith respect to the wing reference axis. The computed results are compared with thequasi-steady results using a lifting line theory and with the full unsteady results usinga frequency domain panel method.

목차 Contents

• 1. 서론...7
• 1.1 연구배경및 목적...7
• 1.2 관련문헌 조사...7
• 2. 이론적 배경...8
• 2.1 지배방정식...8
• 2.2 프로펠러 - 날개 상호작용...10
• 3. 수치해석...10
• 3.1 프로펠러...10
• 3.2 날개...13
• 3.3 프로펠러-날개...14
• 4. 결과 및 고찰...15
• 5. 결론...18
• 인용문헌...20