BEMT나 wake method와 같이 2-D 에어포일의 데이터를 성능과 하중 해석에 이용하는 기법의 경우 에어포일 데이터의 정확도는 전체 결과에 큰 영향을 미친다. 풍력 블레이드와 같은 회정익에서는 2-D 에어포일 데이터를 실험 등을 통하여 정확히 얻어서 적용 시키더라도 예측 결과는 실제값과 큰 차이를 보이는 경우가 많다. 이는 회전익의 유동 특성에 의해 발생하는 실속 지연의 효과로 인한 것이며 이것은 입력에 사용되는 에어포일 데이터에는 반영되지 않으므로 자체적인 보정이 필요하다. 본 연구에서는 이러한 문제를 해결하기 위해 현재 제시되어 있는 실속 지연 모델을 살펴보고 이를 불레이드의 성능과 하중 해석에 저용시켜 보아 그 유효성에 대하여 살펴보았다.
Park, On-Yu;Lee, Ye-Rin;Kim, Wang-Hyeon;Jeong, Hyeon-Seok
Proceeding of EDISON Challenge
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2016.03a
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pp.571-575
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2016
두꺼운 에어포일은 받음각이 클 때 역압력 구배가 일어날 수 있기 때문에 날개의 중앙부 후방에서 유동박리(Flow separation)와 와류 진동(Vortex shedding)이 쉽게 발생할 수 있다고 알려져 있다. 항공기가 이 착륙할 때 받음각이 커짐에 따라 유동박리에 의한 실속이 발생할 수 있는데 이를 지연 시켜 실속각을 크게 하면 안전성이나 효율 면에서 유리하다. 이를 위해 날개에 Hole을 만들어 와류를 잡아 유동의 박리를 지연시키고자 하였다. 본 연구에서는 EDISON_CFD 시스템의 2D_Incomp_P 솔버를 사용하여 NACA0018 에어포일의 윗면에 다른 위치의 Hole이 있을 때와 크기가 다른 Hole이 있을 때의 실속각이 가장 커지는 경우를 찾아보았다. Hole의 위치와 반지름 크기를 변화시켰을 때 각각의 최대 양력 계수를 비교하여 실속각의 증가와 Streamline을 그려 유동박리가 지연됨을 확인하였다.
Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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v.34
no.6
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pp.10-17
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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.
항공기 운항 중 사고가 가장 많이 발생하는 순간이 이착륙 순간이다. 사고의 원인은 실속(Stall)으로 인한 조종성 상실, 버드 스트라이크 등의 이유들이 있다. 본 연구에서는 항공기 날개에 구멍을 내서 구조적인 변화를 통해 이 착륙 시에 가장 많이 적용되는 받음각인 $10^{\circ}$에서 흐름의 박리가 지연되고, 양항비가 상승되는 효과를 기대하고 $10^{\circ}$이외의 받음각에서 박리가 지연되는지 해석을 진행하였다. 본 연구에서의 최종적 목표는 곡선형태의 구조변화 형상과 이를 실제 항공기에 적용이 가능하도록 제작성과 경제성을 고려하여 단순화 하는 작업을 진행하고 곡선 형태와 같은 효과를 얻고자 해석을 진행하였다. 받음각 $10^{\circ}$에서 해석을 진행한 경우 모든 형상들이 흐름의 박리를 지연시키는 효과를 가져왔다.
Numerical simulations were performed to study the stall characteristics of turboprop aircraft. Stall characteristics were qualitatively investigated using the computational results of various configurations based on the combinations of propeller and high lift device. For the analysis of stall characteristics, three-dimensional Navier-Stokes solver with Spalart-Allmaras turbulence model was used and the relative motion between propeller and wing was simulated using sliding mesh technique. For the cruise configurations, major flow separation was occurred at the fuselage/wing fairing and the separation was reduced under propeller slipstream condition. For the high lift device configuration without propeller, major flow separation was occurred at the outboard side of nacelle. With rotating propeller, early stall onset due to low relative velocity and high effective angle of attack was observed on the outboard wing section. Regarding rotating direction of propeller, inboard-down direction was preferred due to the stall delay effect of propeller slipstream.
Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers A
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v.38
no.6
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pp.609-617
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2014
Even though the variable pitch control of a wind turbine blade is known as an effective component for power control over the rated wind speed, it has limited applicability to small wind turbines because of its relatively high cost on the price of small wind turbine. Instead, stall control is generally applied in the blade design without any additional cost. However, stall delay can frequently be caused by high turbulence around the turbine blade, and it can produce control failures through excessive rotational speed and overpowering the electrical generator. Therefore, a passive pitch control module should be considered, where the pitch moves with the aerodynamic forces of the blade and returns by the elastic restoring force. In this study, a method to calculate the pitch moment, torque, and thrust based on the lift and drag of the rotating blade wing was demonstrated, and several effective wing shapes were reviewed based on these forces. Their characteristics will be estimated with variable wind speed and be utilized as basic data for the design of the passive pitch control module.
Journal of the Korean Society for Aviation and Aeronautics
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v.2
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pp.57-80
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1994
항공기에 사용되는 2차 조종면은 플랩, 탭, 스포일러 등 여러 종류가 있으며 이중 spoiler는 공력제어 기능을 가지고 항공기의 조종성에 영향을 미치는 조종면으로 속도 감속이나 옆놀이 조종용으로 사용된다. 본 연구에서는 비행제어용 spoiler 기능과 고양항력을 얻을 수 있는 새로운 장치인 고양항력 panel에 대한 공력특성 및 비행제어 특성에 대하여 연구하였다. 이러한 고양항력 panel은 재래식인 spoiler가 양력을 감소시키고 항력만 증가시키는 장치인데 반하여 양력과 항력을 동시에 증가 시킬 수 있는 새로운 장치로서 날개의 앞전 윗면에 스팬방향으로 설치하여 슬롯효과를 발생시킴으로써 최대 양력 받음각에서 앞전에서의 박리를 막아 비행기의 착륙시 양력의 급작스러운 감소로 인한 불안정성을 감소시키게 된다. 본 논문에서는 직사각형 날개 및 FA-200모형의 날개위에 고양항력 panel을 설치하여 풍동실험 및 수치계산을 한 결과를 기술하였다. 실험결과 직사각형 날개의 경우 고양항력 panel의 위치는 날개의 앞전에 설치할 경우 고받음각에서 실속지연의 효과와 함께 후방실속의 특성을 향상 시킬 수 있으며, 항력의 증가로 인한 스포일러 효과를 얻을 수 있다. 양항비특성은 고양항력 panel을 날개의 앞전에설치하고, 그폭이 시위의 1/5이고, 붙임각 ${\theta}$가 $10^{\circ}$, 높이가 시위의 3/20일때 받음각 $18^{\circ}$ 이후에서 우수한 특성을 나타내었다. FA-200 모형의 경우 옆놀이 모멘트계수는 받음각이 작을 때 고양항력 panel의 슬롯간격과 붙임각이 작을수록 커지나 받음각이 커지면 붙임각이 커짐에 따라 증가함을 알 수 있다. 또한 키놀이 모멘트계수는 크게 변화하지 않으나 항력 특성은 고양항력 panel의 붙임각이 증가함에 따라 증가하였다. 고양항력 panel의 붙임각이 큰 범위에서 (${\theta}$ =$10^{\circ}$) 공기력의 증가는 고양항력 panel의 시위가 날개시위의 30%이고 슬롯의 폭이 날개시위의 10%일때 증가하는 결과를 얻을 수 있다.
Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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v.37
no.8
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pp.729-736
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2009
In order to understand flow characteristics and flight mechanism of hummingbird's flapping flight, two-dimensional numerical analysis is carried out on the flapping motion of hummingbird, Selasphorus rufus. Hummingbird's flapping wing motion is realistically modeled from wind tunnel experimental data to perform numerical analysis. Numerical simulation shows that, as freestream velocity changes, wing trajectory is also adjusted and it substantially affects lift and thrust generation mechanism. According to this tendency, flight domain is separated as "low speed" and "high speed" regime, and each flight domain is studied for physical understanding. As a result, the lift generation during downstroke can be explained by the well-known effects, such as leading edge vortex effect, delayed stall, wake capture and so on. In addition, the lift generation during upstroke, the unique character of hummingbird, is also examined by detailed flow analysis. The thrust generation mechanism is investigated by examining the hummingbird's wing bone structure, vortex generation pattern and the resulting pressure gradient.
Insect flight is adapted to cope with each circumstance by controlling a variety of the parameters of wing motion in nature. Many researchers have struggled to solve the fundamental concept of insect flight, but it has not been solved yet clearly. In this study, to find the most effective flapping wing kinematics, we conducted to analyze CFD data on fixing some of the optimal parameters of wing motion such as stoke amplitude, flip duration and wing rotation type and then controlled the deviation angle by fabricating wing tip motion. Although all patterns have the similar value of lift coefficient and drag coefficient, pattern A(pear-shape type) indicates the highest lift coefficient and pattern H(pear-shape type) has the lowest lift coefficient among four wing tip motions and three deviation angles. This result suggest that the lift and drag coefficient depends on the angle of attack and the deviation angle combined, and it could be explained by delayed stall effect.
초소형 비행체는 길이 150mm, 무게 100g 이하의 비행체이다. 초소형 비행체는 그 특성상 저 레이놀즈수에서 비행하며 저 레이놀즈수에서의 공기역학적 특성은 고 레이놀즈수에서의 공기역학적 특성과 큰 차이가 있다. 이는 초소형 비행체 개발 위해 저 레이놀즈수에서의 공력특성 연구가 필요함을 의미한다. 이에 따라 본 연구에서 NACA 4digit Airfoil의 캠버크기와 캠버위치의 변화에 따른 공기역학적 특성의 변화를 확인하였다. 캠버의 위치가 앞전 또는 뒷전으로 이동함에 따라 양력계수가 상승하는 것을 확인하였으며 캠버가 뒷전으로 이동함에 따라 실속이 지연되는 것을 확인하였다. 약 4도 이하의 받음각에서 익형의 아랫변에 발생하는 박리는 고 레이놀즈수에서의 실험에서 확인되어지는 공력특성과 큰 차이를 발생시켰다. 양항비 특성이 가장 우수한 익형은 NACA5808 인 것으로 확인되었다.
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[게시일 2004년 10월 1일]
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