• 한국항공우주학회지
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• 제37권9호
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• pp.829-836
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• 2009

말굽와류로 대표되는 3차원 유동현상은 필연적으로 주유동에 대한 2차 유동의 형태로 발생되며, 유동손실을 유발하게 된다. 본 논문에서는 2차유동 손실을 일으키는 주요 요인중의 하나인 말굽와류의 강도를 감쇄시키기 위해 일반적인 날개 앞전에 설치한 판에 대해, 판의 설치 높이, 길이, 폭 및 두께 등의 형상변수를 설계변수로 정하여 이를 최적화하였다. 근사최적설계 기법을 이용 최적화를 수행하였으며, $FLUENT^{TM}$와 $iSIGHT^{TM}$를 이용하였다. 최적화 수행결과, 기준 모델의 경우보다 전압력 계수가 약 7.5% 감소하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권7호
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• pp.535-540
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• 2019

MDO(Multi-disciplinary Optimization)를 위한 서로 다른 모델 간의 결합은 계산 프레임 워크의 복잡성을 크게 증가시키는 동시에 CPU 시간과 메모리 사용을 증가시킨다. 이러한 어려움을 극복하기 위해 POD(Proper Orthogonal Decomposition)와 RBF(Radial Basis Function)를 사용하여 복합 샌드위치 구조가 항공기 날개 스킨 재료로 사용될 때 복합재와 샌드위치 코어의 두께를 결정하는 최적화 문제의 해를 구했다. POD와 RBF를 사용하여 날개 형상과 하중 데이터에 대한 대리 모델을 만들었으며 대리 모델에 의해 얻어진 목적 함수 및 제약 함수 값을 사용하여 최적해를 구하였다.

• 한국콘크리트학회:학술대회논문집
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• 한국콘크리트학회 2008년도 추계 학술발표회 제20권2호
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• pp.29-32
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• 2008

본 연구에서는 1988년 이후 설계된 많은 구조물들이 내진 성능을 갖추지 못하고 있는 실정이다. 기존 건축물에는 용도상 복잡한 형상의 벽이 붙는 경우가 많으며 대표적인 것으로 날개벽이 있다. 날개벽이 붙는 기둥 및 날개벽이 있으므로 인해 단스팬보화가 되는 보가 생기면 강성이 크나 연성이 줄어드는 등 부재의 전반적인 거동에 영향을 주는 경우가 많다. 이런 부재 모두는 대변형시 전단파괴의 가능성이 있으며 내력열화가 발생하기 쉽다. 또한 이들 부재가 기둥의 역학적 거동, 파괴성상에 커다란 영향을 주는 것은 과거의 지진피해의 조사보고에 의해 지적되고 있다. 이를 위해 현행의 설계에서는 날개벽에 구조 slit를 설치하여 기둥과 절연을 강구하여 기둥내력에는 영향을 미치지 않는 것으로 하여 설계되어지고 있다. 기존 건축물의 내진 성능평가 시 연직부재의 전단내력과 휨 내력의 산정은 가장 중요한 사항으로 간주하여 설계되고 있으나, 현재까지 국내에서는 날개벽이 있는 기둥이 미치는 영향에 대해서는 연구가 전무한 실정이다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권5호
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• pp.381-389
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• 2007

외부장착물의 효율적인 분리해석을 위해 6-DOF 시뮬레이션 프로그램을 개발하였다. 이 S/W는 장착물에 작용하는 공기력을 미리 작성된 공력 데이터베이스를 이용하여 간단한 보간으로 얻기에 전산유체역학에 기초한 방법에 비해 매우 빠른 계산시간을 가지며, 고정된 형상의 무장 뿐 아니라 분리 중 날개를 전개하는 무장에 대해서도 해석이 가능하다. 본 논문에서는 날개전개 무장의 공력 데이터베이스를 MSAP(Multi-body Separation Analysis Program)을 이용하여 작성하고, 비정상 감쇠계수를 Missile Datcom을 이용하여 예측하였다. 이 데이터베이스와 6-DOF 시뮬레이션 프로그램으로 무장의 고정된 날개 뿐 아니라, 날개전개에 따른 무장의 분리 안전성을 판단하였다

• 한국항공우주학회지
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• 제30권5호
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• pp.109-117
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• 2002

옆미끄럼이 있는 조건에서 LEX를 갖는 삼각날개의 와류 특성을 유동의 가시화에 의한 실험적 방법으로 연구하였다. 모델은 $65^{\circ}$ 후퇴각의 갖는 평판 날개이다. 자유 유동속도는 6.2 m/s이며, 이 속도와 날개뿌리 시위를 기준으로 한 레이놀즈 수는 $4.4\times10^5$ 이다. 받음각 범위와 옆미끄림각 범위는 각각 $16^{\circ}\sim28^{\circ}$와 $0^{\circ}\sim-15^{\circ}$ 이다. 미세수적과 레이저 평면광에 의한 가시화는 오공 프로브에 의한 측정으로부터 얻을 수 없었던 보다 자세한 와유동 구조를 관찰 할 수 있도록 하였다. 옆미끄럼각이 있는 경우, 바람쪽은 LEX 와류와 날개 와류의 상호작용과 붕괴가 촉진되는 반면, 바람반대쪽은 두 와류의 상호작용과 붕괴가 억제되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권7호
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• pp.445-454
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• 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.

• 대한조선학회논문집
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• 제34권1호
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• pp.11-23
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• 1997

본 논문은 선박용 프로펠러 날개단면의 개발 과정을 다루고 있다. 2차원 날개단면의 유체역학적 특성은 캠버 및 두께 분포, 앞날 반경 등 기하학적 형상에 따라 달라진다. 2차원 날개단면 주위의 전 유장을 난류로 고려한 후 해석하기 위해 유한 체적법에 의한 Reynoles time averaged Navier-Stockes 방정식을 이용한 수치해석 기법을 개발하였다. 본 연구에서는 날개단aus 표면에 보다 많은 계산점을 주면서도 받음각의 변화에도 격자계 생성이 용이한 O-Type 격자계를 채택하였고, 전 유동장은 k-${\varepsilon}$ 난류 모형을 적용하여 해석하였다. 본 연구에서 개발된 수치해석 기법은 NACA0012의 실험 결과와 비교하여 계산 정도를 확인하였다. 본 연구에서는 낮은 항력을 갖는 고효율 날개단면 개발을 목표로, 항력이 양호한 날개단면은 공동 터널에서 양력, 항력 및 공동 특성 실험을 수행하였으며, 수치 해석 결과와도 비교하였다. 본 연구를 통하여 개발된 2차원 날개단면 해석용 수치 유체역학 코드는 실험 결과와 잘 일치하고 있음을 알 수 있었다. 이상의 과정을 통하여 기존의의 날개단면인 NACA66 두께 분포와 a=0.8 mean line 캠버를 갖는 KH13보다 효율뿐만 아니라 공동 특성도 우수한 단면인 KH28을 개발할 수 있었다. 새로운 날개 단면인 KH28은 선박용 프로펠러에 적용하기 위한 연구가 지속되어야 하며, 한편 낮은 받음각에서 양-항력 추정의 정확도를 높이기 위해서는 개발된 수치해석 코드에 2-경계층 모형이 적용되어야 할 것으로 본다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2005년도 창립60주년 기념 추계 학술대회
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• pp.87.1-87.1
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• 2005

• 대한설비공학회:학술대회논문집
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• 대한설비공학회 2007년도 하계학술발표대회 논문집
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• pp.6-6
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• 2007

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제2회(2013년)
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• pp.343-348
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• 2013

초임계 익형은 천음속 영역에서 비행하는 상업용 민간 항공기와 전투기 날개의 공력성능을 향상시키기 위해 Whitcomb R. T.가 제안 하였다. 초임계 익형은 상부표면을 평평하게 디자인하여 임계마하수보다 큰 마하수에서 나타나는 익형 주위의 충격파 출현을 지연시킴으로써 항력을 줄일 수 있고, 상부 표면의 평면 설계로 인한 양력 감소를 보정하기 위하여 하부 표면의 꼬리부분에 캠버가 있는 형상을 하고 있다. 본 연구에서는 EDISON CFD를 이용하여, 초임계 익형의 공력특성을 해석하고 Xfoil의 data와 비교 분석하였다. 또한, 초임계 익형의 형상을 변경하여 두께와 뒷전 캠버가 다른 초임계 익형을 설계하였다. 새로운 초임계 익형의 형상은 상용 프로그램 Maple12을 이용하여 Whitcomb Integral Supercritical Airfoil의 형상을 수정하여 구할 수 있다. 초임계 익형 주위의 유동을 2D압축성 유동으로 가정하고 EDISON CFD의 2D_Comp-2.0 솔버를 사용하여 수치해석을 수행하였다.