• 대한토목학회논문집
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• 제31권2A호
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• pp.97-104
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• 2011

본 연구에서는 교량 현장에서 계측한 풍속 스펙트럼을 풍동에서 구현하고, 콘크리트 사장교를 대상으로 공력 어드미턴스함수를 측정하였다. 그리고 현장 측정한 난류 특성을 바탕으로 콘크리트 사장교의 3차원 버페팅 해석을 수행하였다. 본 연구의 결과를 보면 적절히 공력 어드미턴스함수를 고려할 경우에 고려하지 않은 경우보다 버페팅 응답이 절반 가까이 줄어드는 것으로 나타났다. 그리고 격자난류를 사용할 경우에 저주파 영역에서 공력 어드미턴스 함수가 낮아서 풍하중을 과소평가할 가능성이 있는 것으로 나타났다. 공력 어드미턴스 함수가 버페팅 응답에 미치는 영향이 상당하므로 향후 교량의 버페팅 해석시 플러터계수나 능동난류로부터 추출한 공력 어드미턴스 함수를 사용할 것을 추천한다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제1권1호
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• pp.189-200
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• 1998

본 연구에서는 얇은 마레이징강으로 제작된 천마 연소관에 브라켓이 용접되어 비행 날개를 볼트로 체결한 경우, 압력과 공력하중에 의해 브라켓 부위에 집중되는 응력의 해석기법을 정립하기 위하여 선형해석과 기하학적 비선형 해석을 수행하였다. 높은 압력에 의해 발생한 얇은 연소관의 면내 응력이 구조물의 강성을 증가시키는 응력의 강성보강효과(stress stiffening effect)를 고려한 기하학적 비선형 해석을 수행하여 선형해석 결과와 비교하였으며, 압력과 공력하중을 동시에 적용할 수 있는 복합하중시험기로 변형률을 측정하여 해석치의 정확성을 검토하였다. 얇은 연소관에 압력과 공력하중이 동시에 작용하는 경우는 응력의 강성보강효과를 고려한 기하학적 비선형 해석을 수행함으로써 보다 정확한 응력을 구할 수 있다는 결론을 얻었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1995년도 제5회 학술강연회논문집
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• pp.159-167
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• 1995

본 연구는 유도탄 비행시험시에 연소관의 스커트와 날개 장착용 브라켓에 작용하는 공력하중과 연소관에 내압이 동시에 작용하는 추진기관에 대하여 구조 해석하였다. 추진기관의 스커트부 및 브라켓부의 공력하중은 3차원적으로 작용하기 때문에 대칭성을 이용한 $180^{\circ}C$3차원 구조 해석을 수행하여 비행시험, 수압시험, 지상시험 모드에 대하여 응력 수준을 비교하였다. 해석 결과 3가지 모드의 최대 등가응력은 거의 같으며, 비행시험시 공력하중이 앞마개부에 미치는 영향은 최대 등 가응력의 6%이내로 상당히 작았다. 수압시험 모드와 지상시험 모드의 실험치와 해석치를 비교한 결과 정확한 해석을 위해서는 점화기를 모델링과 점화기와 연소관, 브라켓과 연소관에 접촉요소의 적용, 3차원 비선형 해석등 보다 상세한 해석이 필요함을 알 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권10호
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• pp.12-19
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• 2004

3차원 날개의 공력형상 설계최적화를 위한 설계최적화 시스템을 미래의 다분야 설계최적화 프레임워크의 일환으로 개발하였다. 이 설계최적화 시스템은 형상설계, 격자생성, 공력해석, 최적화의 4가지 모듈로 구성되어있다. 모두 상용패키지를 배경으로 개발하였으며 내장된 스크립트와 저널링 기능을 사용하여 배치 모드에서 자동적으로 실행되도록 프로그램 하였다. Visual Basic 프로그램을 사용하여 네 모듈을 통합하여 자동화된 설계기능을 갖도록 하였다. 특히 계산시간이 많이 소요되는 공력해석을 위하여 네트워크 통신을 이용한 분산 환경을 구현하였다. 공력해석은 일반적인 영역분할방식의 병렬처리 대신에 전역최적화 기법인 반응표면법과 연계하여 분산처리 시켰다. 개발한 공력설계 시스템의 검증을 위하여 간단한 항력최소화 문제에 적용하였으며 그 결과 상당히 향상된 설계 효율성과 적절한 설계 결과를 보여주었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권6호
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• pp.31-38
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• 2005

하중해석을 위한 선형 패널법에서 압력과 다운워시와의 관계는 공력영향계수로 표현되며 점성 효과는 무시되고 천음속 영역에서 압축성 효과를 적절히 표현하지 못한다. 공력영향계수는 공력면의 평면형상에 의해 결정되므로 저 레이놀즈 수의 유동의 특성을 나타내는 데는 한계가 있다. 따라서 공력계수의 시험치를 구속조건으로 하여 압력분포를 직접 보정하거나 다운워시를 보정하여 유효 캠버나 두께를 반영하여 압력분포를 보정하게 된다. 본 논문에서는 전승보정방법과 후승보정방법을 초소형 비행체의 균형해석 및 하중해석을 위한 공기력 보정에 적용하였다. 이론적인 공기력은 패널법을 이용하였으며 단일 구속조건과 이중 구속조건을 적용하여 보정행렬과 보정된 압력계수를 구하였다. 초소형 비행체의 공력보정에 있어서 비행영역의 특성으로 인해 후승보정방법이 보다 나은 결과를 나타내었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권1호
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• pp.86-91
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• 2008

최근 항공기 예비설계 단계에서 여러 분야의 설계요소를 동시에 고려하는 다분야 통합설계(Multidisciplinary Design) 기법이 요구되고 있다. 본 연구에서는 CATIA를 기반으로 항공기 형상에 대한 공력, 구조, RF 스텔스의 성능 분석을 위한 통합시스템을 구축하였다. CATIA를 이용하여 공력, 구조, RF 스텔스 해석을 위한 동일 사각격자를 생성한 후 생성된 격자를 이용하여 공력특성과 구조변위를 계산하였다. 레이더 포착면적 (RCS) 계산은 사각격자로부터 삼각형 격자를 추가로 생성하여 수행하였다. 이 과정 중 각 해석분야의 입력 파일을 생성할 수 있는 변환코드를 개발하였다. 세부분야 해석기법으로 패널 코드 PANAIR, 전산구조해석 코드 NASTRAN, PO 기법에 기초한 RCS 해석코드를 사용하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권4호
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• pp.289-296
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• 2011

본 논문에서는 항공기의 항력 감소를 위해 페어링 형상을 설계하고 설계 형상에 대한 공력해석을 수행하였다. 페어링은 날개 끝과 날개-동체 접합부에 대해 적용되었다. 날개끝 페어링의 경우 날개 전체에 대한 유동 해석을 수행하였고 날개-동체 페어링에 대해서는 전기체에 대한 해석을 수행하였다. Menter의 ${\kappa}-{\omega}$ SST 난류 모델이 적용된 3차원 RANS 코드를 이용하였으며 유동 해석을 실시하였다. 페어링의 형상과 유무에 따른 해석 결과를 비교하여 각각의 페어링 날개와 항공기의 항력에 미치는 영향을 확인하였다.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제4회(2015년)
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• pp.623-626
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• 2015

본 연구에서는 CFD 해석 프로그램 EDISON_CFD를 통하여 2차 세계 대전에 소련에서 제작한 복엽기 AN-2의 기체를 기본 모델로 하여 설제 기체에 사용된 TSAGI P-II-14 airfoil를 이용, 기본 모델의 상단 주익과 미익은 고정하고 하단 주 날개의 위치를 변화시켜 공력특성을 분석하였다. 익형의 평행배치의 경우 기본모델에 비해 양력은 적은 크기로 증가하나 항력이 급격히 증가하여 가장 양항비가 낮은 비효율적인 공력 해석 결과를 보였고 복염기 하단 주익의 돌출은 상단 주익의 돌출에 비해 미세한 양력 감소와 항력 증가를 보여 양항비가 감소하는 현상을 보였다. 상, 하단 주익의 상하 간격이 커질수록 양력은 중가, 항력은 감소하며 간격이 작아질수록 양력의 감소와 항력의 증가를 보였다. 본 연구 해석 결과에 따라 순항조건에서의 익형은 상,하 주익간 수직 간격을 넓게 배치하는 것이 가장 효율적으로 볼 수 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권8호
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• pp.685-692
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• 2007

본 연구에서는 헬리콥터 하중 해석을 위한 통합해석코드에서 사용되는 에어포일의 공력 성능 테이블 작성 자동화를 위한 GUI 프로그램을 개발하였다. 개발 후 상용화를 위해 PC환경에서 사용이 보편화 되어 있는 윈도우 운영체제 기반으로 프로그램을 개발하였다. 또한, 별도의 과정을 거치지 않고도 계산 과정 및 생성된 격자 표시등의 결과를 확인할 수 있는 후처리 기능을 포함하여 사용자의 편의를 도모하였다. 기 검증된 기존의 전산유체역학 코드를 기본으로 하여 다양한 받음각과 마하수 영역에서 공력해석이 자동적으로 수행되도록 하였으며, 계산 격자는 에어포일 표면 좌표가 입력되면 자동으로 생성되도록 하였다. FORTRAN 으로 작성된 전산유체역학 코드를 별도의 변환 과정 없이 C++ 기반의 GUI 프로그램과 연동시키기 위하여 Mixed-Language 기법을 사용하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권3호
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• pp.220-228
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• 2008

반실험적 기법과 CFD 코드를 이용하여 자유회전 테일핀을 갖는 커나드 조종 미사일의 공력특성을 연구하였다. 반실험적 기법에서는 테일핀의 회전각에 따른 공력계수의 평균을 구한 후 자유회전 테일핀의 공력계수를 계산하였다. 또한 테일핀의 평균 롤링 및 롤 댐핑 모멘트계수를 이용하여 자유회전 테일핀의 회전율을 예측하였다. CFD 계산의 경우 중첩격자를 이용한 6-자유도 해석을 통해 테일핀의 회전율을 계산하였다. 미사일의 공력계수 예측 값들은 풍동실험 결과와 유사하게 나타났고, 커나드 롤 조종 및 요 조종시의 테일핀 회전율 또한 풍동실험결과와 근접하게 나타났다. 본 연구를 통해 자유회전 테일핀을 갖는 커나드 조종 미사일에 관한 공력해석에 반실험적 기법을 적용할 수 있음을 확인하였다.