• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
• /
• 제1회(2012년)
• /
• pp.13-16
• /
• 2012

본 논문에서는 항공기의 제어 안정성(Control Stability)과 조종성(Controllability), 그리고 기계 하중을 줄여 구조와 공기역학적인 안정성을 향상시키기 위해 고양력장치(High-lift Device)인 플랩에 탭이 추가된 익형을 설계하였다. 이 과정에서 한정된 해석자원 때문에 많은 설계조건을 해석하는데 어려움이 있었다. 이를 해결 하기위해 얇은 익형 해석(Thin Airfoil Theory)을 이용하여 지정된 설계구속조건을 통해 시위선을 지정하고 이를 바탕으로 두께를 부여하여 최종적인 익형을 설계하였다. EDISON CFD 2.0 Solver를 이용해 최종 설계한 익형의 성능을 해석하였다. 이를 바탕으로 플랩만 존재하는 익형에 비해 양력손실률이 15%이하로 감소하고, 힌지 모멘트가 최소인 공기역학적 익형을 산출하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
• /
• 한국전산유체공학회 2011년 춘계학술대회논문집
• /
• pp.441-446
• /
• 2011

To investigate aerodynamic performance of high-lift devices, 2D design is the base of the success of high-lift system design for transport aircraft, which can shorten the periods of three-dimensional design and analysis. For the simulation coupled viscous and inviscous euler method (MSES) is used. In this parametric study, Gap and Overlap which can define position of flap is used as design variables and we investigale relation between angle of attack and flap position for lift enhancement.

• 한국전산유체공학회지
• /
• 제4권1호
• /
• pp.53-61
• /
• 1999

Two-dimensional, unsteady, incompressible and compressible Navier-Stokes codes are developed for the computation of the viscous turbulent flow over high-lift airfoils. The compressible code involves a conventional upwind-differenced scheme for the convective terms and LU-SGS scheme for temporal integration. The incompressible code with pseudo-compressibility method also adopts the same schemes as the compressible code. Three two-equation turbulence models are evaluated by computing the flow over single and multi-element airfoils. The compressible and incompressible codes are validated by predicting the flow around the RAE 2822 transonic airfoil and the NACA 4412 airfoil, respectively. In addition, both the incompressible and compressible code are used to compute the flow over the NLR 7301 airfoil with flap to study the compressible effect near the high-loaded leading edge. The grid systems are efficiently generated using Chimera overlapping grid scheme. Overall, the κ-ω SST model shows closer agreement with experiment results, especially in the prediction of adverse pressure gradient region on the suction surfaces of high-lift airfoils.

• 한국전산유체공학회지
• /
• 제21권4호
• /
• pp.85-89
• /
• 2016

Wing is the most important part of aircraft which produces lift. In general when aircraft takes off or lands, high lift is required and additional devices are adopted in front and aft-side of wing, which constitute so-called multi element airfoils. The objective of this research is to develop a specialized grid generation program to help engineers in reducing human labor and eliminating time-consuming process for mesh regeneration by deforming the initially-given grid system with efficient deforming method. This paper describes briefly about the mesh deformation methods, and provides some results to verify the quality of deformed mesh and eventually correctness of current approach.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제34권6호
• /
• pp.10-17
• /
• 2006

NACA23012익형에 대하여 synthetic jet을 이용하여 박리 제어를 수행하였다. 공력특성의 향상을 위해 앞전 droop과 plain flap의 박리 부근에 synthetic jet을 위치시켰다. 고 받음각에서 앞전 박리의 발생으로 인한 실속을 앞전 droop의 작동과 이때 발생하는 앞전 박리를 synthetic jet으로 효과적으로 지연시킬 수 있고, 또한 실속 특성을 개선 할 수 있음을 확인하였다. 양력의 향상을 위하여 plain flap을 장착하였고, 이때 발생하는 박리를 synthetic jet으로 지연시켜 제어면의 작동 효율을 증가 시킬 수 있음을 확인하였다. 앞전 droop과 plain flap으로 구성된 간단한 고양력 장치에 발생하는 박리를 synthetic jet으로 제어함으로 실속을 지연시킴과 동시에 실속 특성을 향상시키고, 최대 양력의 증가로 fowler flap에 버금가는 공력특성을 확보할 수 있음을 확인하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
• /
• 한국전산유체공학회 2011년 춘계학술대회논문집
• /
• pp.206-209
• /
• 2011

During landing approach, an airplane could experience dynamic unstable motion by the combination of a gust and elevator control to cancel the disturbances. This situation is dangerous and could lead to a loss of an airplane. In this paper, numerical analysis was used to study the effect of pitch oscillating 2-D high lift devices in a landing condition. Experimental data on a pitching naca0012 airfoil was used for code validation. Dynamic characteristics of an airfoil, single slotted flap for mid-class passenger aircraft were analyzed. Unsteady Navier-Stokes analysis was performed with Spalart-Allmaras turbulence model for separation dominant low speed flow. As a result, flow hysteresis of a flapped airfoil was more complex than that of an oscillating airfoil. So, dynamic analysis of a flap in a landing condition is very important for operational safety.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
• /
• 제2회(2013년)
• /
• pp.437-441
• /
• 2013

항공기의 날개에 걸리게 되는 하중은 설계단계에서 고정되기 때문에 이륙과 착륙 같은 특수한 상황에서는 Flap이나 슬렛 등의 고양력 장치를 이용하여 날개 단면 형상을 변화시킴으로서 양력계수의 변화를 유도하고 그에 따라 각 임무별 최적의 공력 성능을 제공할 수 있게 된다. 따라서 본 논문은 에어포일의 보다 효율적인 양력을 위해 slotted flap사이에 양력 향상 Tab을 설치하여 EDISON-CFD을 이용하여 분석하였다. 그리고 그 효과와 익형에 얻어지는 양력계수를 비교하였다. 에어포일의 Slotted Flap에 양력 향상 Tab의 유무에 따른 유동 장을 분석하여 양력을 수치 해석 적으로 비교해 보았다. 결과에서 얻어진 상수를 비교하였고 양력 향상 Tab의 효과를 분석해 보았다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제50권7호
• /
• pp.445-454
• /
• 2022

항공기가 빙점 이하의 습도가 높은 구름대를 지날 때 액적이 항공기와 충돌하면 날개, 동체 등 항공기 구성품에 결빙이 발생한다. 특히 항공기의 날개에 결빙이 증식되면 공력 성능의 저하와 비행 안정성의 감소 등의 치명적인 안전 문제를 초래할 수 있다. 본 연구에서는 항공기 날개에 적용되는 고양력 장치인 다중 익형의 결빙 증식량이 최소가 되도록 형상 최적설계를 수행하였다. 3차원 Reynolds-Averaged Navier-Stokes 지배 방정식을 이용하여 공력해석을 수행하였고, 다물리 전산해석을 통해 결빙의 형상 및 증식량을 예측하였다. 최적설계의 목적함수는 결빙 증식량 최소화로 설정하였고, 설계변수는 Slat과 Flap의 전개 각도와 위치를 정의하는 형상 변수 6개를 선정하였다. 설계 과정에서 목적함수의 평가는 크리깅 근사모델을 사용하여 대체하였고 유전자 알고리즘을 적용하여 최적 형상을 도출하였다. 최적화를 수행한 결과, Slat과 Flap에 최적의 전개 각도와 위치를 적용하였을 때 결빙 증식량이 약 8% 감소하였다.

• 항공우주시스템공학회지
• /
• 제10권4호
• /
• pp.11-16
• /
• 2016

본 논문에서 채널 안내로를 비행하는 가변스팬 날개의 공력특성에 관한 실험연구를 수행하였다. NACA 0012익형을 가진 가변스팬 날개를 제작하였으며 선형서보모터를 사용하여 작동시켰다. 날개의 가로세로비, 지면효과, 날개와 펜스사이의 거리가 날개의 공력특성에 미치는 영향을 조사하였다. 연구결과 지면 및 펜스 모두 항공기 날개의 양력을 증가시켰으며 지면효과와 달리 펜스는 날개의 항력에 큰 영향을 미치지 않았다. 가변스팬 메커니즘이 플랩사용이 제한되는 상황에서 효과적인 고양력 장치로 사용가능할 것으로 판단된다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
• /
• 한국전산유체공학회 1998년도 추계 학술대회논문집
• /
• pp.90-95
• /
• 1998

The two-dimensional incompressible and compressible Navier-Stokes codes are developed for the computation of the viscous turbulent flow over high-lift airfoils. Incompressible code using pseudo-compressibility and dual-time stepping method involves a conventional upwind differencing scheme for the convective terms and LU-SGS scheme for time integration. Compressible code also adopts an FDS scheme and LU-SGS scheme. Several two-equation turbulence models (the standard $k-{\varepsilon}$ model, the $k-{\omega}$ model. and $k-{\omega}$ SST model) are evaluated by computing the flow over single and multi-element airfoils. The compressible and incompressible codes are validated by computing the flow around the transonic RAE2822 airfoil and the NACA4412 airfoil, respectively. Both the results show a good agreement with experimental surface pressure coefficients and velocity profiles in the boundary layers. Also, the GA(W)-1 single airfoil and the NLR7301 airfoil with a flap are computed using the two-equation turbulence models. The grid systems around two- and three-element airfoil are efficiently generated using Chimera grid scheme, one of the overlapping grid generation methods.