초록 ▼

연구의 목적 및 내용
본 연구에서는 회전익과 날개짓을 하는 유연한 구조물에 대하여 각 유체 및 구조 분야의 적절하고 다양한 수준의 해석모델을 개발하고 이들을 결합하여 고정밀의 유체-구조 결합해석 모델을 개발하고자 한다. 검증을 통하여 그 정확성이 입증된 현 결합해석 모델을 활용하여 플래핑 날개의 최적 변형 형상 제어 시뮬레이션을 수행하고, 회전익 또는 플래핑 날개 형상의 초소형 비행체를 기초 설계 및 시현하여 그 실현가능성을 확인하고자 하였다. 이에 기하학적 정밀보와 비정렬 격자 기반 전산유체해석의 결합을 통해 회전익 날개의

연구의 목적 및 내용
본 연구에서는 회전익과 날개짓을 하는 유연한 구조물에 대하여 각 유체 및 구조 분야의 적절하고 다양한 수준의 해석모델을 개발하고 이들을 결합하여 고정밀의 유체-구조 결합해석 모델을 개발하고자 한다. 검증을 통하여 그 정확성이 입증된 현 결합해석 모델을 활용하여 플래핑 날개의 최적 변형 형상 제어 시뮬레이션을 수행하고, 회전익 또는 플래핑 날개 형상의 초소형 비행체를 기초 설계 및 시현하여 그 실현가능성을 확인하고자 하였다. 이에 기하학적 정밀보와 비정렬 격자 기반 전산유체해석의 결합을 통해 회전익 날개의 진동특성을 분석하였으며, 예조건화된 Navier-Stokes 방정식 기반 전산유체 해석과 기하학적 정밀 보 해석 결합하여 플래핑 날개의 구조 유연성에 따른 날개 성능 변화를 확인하였다. 해석 결과를 바탕으로 플래핑 날개을 갖는 비행체의 개념설계를 일부 진행하였다.

연구결과
연성 결합 기법을 활용하여 비정렬 격자 기반 전산유체 해석과 기하학적 정밀보 해석을 결합하여 회전익 유체/구조 결합 해석 모델을 개발하였다. 검증을 위해 HART II의 실험결과와 비교 검증하였고 해석 결과는 선진국에서 개발한 해석 모델과 유사한 정확성을 나타내었다. 또한 예조건화된 Navier-Stokes 방정식 기반의 전산유체 해석과 기하학적 정밀 보 해석을 강성 결합 기법을 이용하여 플래핑 날개의 유체/구조 결합 해석 모델을 개발하였다. 해석 결과는 상하 병진 운동을 하는 NACA0012날개의 실험 결과 및 선행 연구의 해석 결과와 비교 검증하였다. 플래핑 날개의 해석 결과를 바탕으로, 날개 구조의 강성에 따라 날개의 성능이 크기 변하는 것을 확인하였다. 본 연구를 통해 개발한 해석 모델의 결과를 바탕으로 플래핑 날개를 갖는 비행체 설계를 수행하였고, 개념설계 절차를 정립하였다. 또한 충분한 플래핑 각을 갖는 크랭크 슬러이드 구조의 기구학적 형상을 정립하였고 기 정립한 기구학적 형상을 바탕으로 3차원 비행체 CAD 형상을 설계하였다. 또한 회전익의 진동하중 감소를 능동적으로 제어할 수 있는 지능형 뒷전 플랩을 설계하고 뒷전 플랩의 변위를 측정하는 실험적 연구를 진행하였다.

연구결과의 활용계획
▸ 회전익 및 플래핑 날개에 관한 고정밀 유체-구조 결합해석 모델 개발
▸ 회전익에 대한 유동 해석 및 검증 자료
▸ 플래핑 날개에 대한 유동 해석 및 검증 자료
▸ 회전익 항공기 로터 시스템의 동특성, 진동 하중 해석
▸ 회전익 무인항공기의 개념 설계, 성능 해석, 진동 해석
▸ 플래핑 날개의 강성에 따른 날개 성능 변화 해석
▸ 초소형 비행체 개념 설계, 성능 해석 및 제작 절차 정립

Abstract ▼

Purpose&contents
In this research, coupled computational fluid dynamic (CFD) and structural analysis was developed for rotary wing and flapping wing, respectively. In order for an application to a design of optimized flapping wing configuration, developed analyses were validated. Also, the fundam

Purpose&contents
In this research, coupled computational fluid dynamic (CFD) and structural analysis was developed for rotary wing and flapping wing, respectively. In order for an application to a design of optimized flapping wing configuration, developed analyses were validated. Also, the fundamental design of flapping wing micro aerial vehicle (FWMAV) was performed. Thus, its realistic possibility was predicted. The CFD based on the unstructured grid and geometrically exact beam analysis was used for a coupled analysis of rotary wing. And the CFD based the preconditioned Navier-Stokes equation and geometrically exact beam analysis were used for a analysis of flapping wings. Based on the present results, a conceptual design of FWMAV was performed.

Result
By employing a loosely coupled scheme, the computational fluid dynamic analysis based on unstructured grid methodology and geometrically exact beam analysis was coupled in order to analyze rotary wing. To validate the present coupled analysis, the experimental results of HART II was compared with the present results. The present results showed a good correlation with the experiment and those obtained by the other institutes. Also, the preconditioned Navier-Stokes equation was coupled with the geometrically exact beam analysis by using an implicit coupling methodology in order for the analysis of flapping wing. The experimental results of NACA0012 wing with plunge motion was used for a validation. The present results showed that a flexibility of the wing may affect the wing performance and there exist an optimized point of the wing’s flexibility to increase its performance. Based on the present analyses, a design of flapping wing micro aerial vehicle was performed. In this research, a conceptual design was performed. Thus, flapping wing mechanism with a sufficient flapping angle by employing a crank-slide linkage system. And the three dimensional CAD configuration was developed.

Expected Contribution
▸ Development of CFD/CSD coupled analysis for rotary wings and flapping wings
▸ Data of validation and fluid dynamics upon rotary wings
▸ Data of validation and fluid dynamics upon flapping wings
▸ Dynamic characteristics and vibratory load analysis upon rotary wings
▸ Analysis of performance and vibration upon rotary wing MAV and its conceptual design
▸ Variation of performane upon flapping wing by its flexibility
▸ Conceptual desin of flapping wing MAV and implementation of desin process and analysis

목차 Contents

• 핵심연구사업 최종보고서 ... 1
• 목 차 ... 3
• 연구계획 요약문 ... 4
• 연구결과 요약문 ... 5
• 한글요약문 ... 5
• SUMMARY ... 6
• 연구내용 및 결과 ... 7
• 1. 연구개발과제의 개요 ... 7
• 2. 국내외 기술개발 현황 ... 9
• 3. 연구수행 내용 및 결과 ... 11
• 4. 목표달성도 및 관련분야에의 기여도 ... 47
• 5. 연구 성과 목표 ... 49
• 6. 주관연구책임자 대표적 연구실적 ... 50
• 7. 연구결과의 활용계획 ... 51
• 8. 연구과정에서 수집한 해외과학기술정보 ... 52
• 9. 참고문헌 ... 53
• 10. 연구성과 ... 55
• 11. 기타사항 ... 60
• 끝페이지 ... 75