• 한국항공우주학회지
• /
• 제35권2호
• /
• pp.165-170
• /
• 2007

날개-동체-카나드 형상 전투기급 항공기 개념설계 기간 동안, 항공기 기동성 증대 방안으로서 카나드-앞전플랩 스케줄링 효과에 대한 연구를 수행하였다. 본 연구에서는 고속 영역에서 카나드-앞전플랩 변위각에 의한 양항특성을 예측하기 위하여 보정된 초음속 패널 방법을 사용하였다. 예측된 양항곡선을 활용하여 카나드-앞전플랩 스케줄링 법칙을 설정하였다. 이러한 카나드-앞전플랩 스케줄 법칙은 양항비를 최대로 하는 카나드-앞전플랩 굽힘과 비행조건과의 관계이다. 카나드-앞전플랩 스케줄링에 의한 결과를 기초로, 제시된 방법은 날개-동체-카나드형상 전투기급 항공기의 기동성을 증대하는데 유용한 것으로 확인되었다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제35권10호
• /
• pp.899-904
• /
• 2007

전투기급 항공기 개념설계 기간 중 항공기 초음속 순항성능에 미치는 앞전플랩 굽힘 효과를 분석하기 위하여 1/20 축척 날개-동체-꼬리 형상 모형을 사용한 고속 풍동시험을 수행하였다. 풍동시험을 위한 적절한 앞전플랩 각도를 선정하기 위하여 보정된 초음속 패널 방법을 사용하여 다양한 앞전플랩 굽힘 각도에 따른 공력특성을 분석하였다. 실험 및 수치해석적 접근 결과 분석을 기초로, 앞전플랩 굽힘 효과는 전투기급 항공기의 초음속 순항 성능 증대에 유용한 것으로 확인되었다.

• 한국전산유체공학회지
• /
• 제6권2호
• /
• pp.9-21
• /
• 2001

초음속 여객기의 천음속 순항 성능을 개선하기 위하여 날개의 플랩 꺽임각을 최적화하였다. 이를 위하여 3차원 Euler 코드와 adjoint 코드를 이용한 최적설계기법을 적용하였다. 설계변수로서, 앞전플랩 5개, 뒷전 플랩 5개 등 총 10개의 플랩의 꺽임각이 사용되었다. 설계과정중에 격자계 내부격자점의 수정을 위해 타원형방정식법을 이용하였다. 계산 시간의 단축을 위해 내부격자의 민감도는 무시하였다. 또한 본 설계문제에 근사구배기법의 적용가능성 여부를 조사하였다. 충격파가 없는 경우 앞전 플렙에 한하여 근사구배기법을 적용할 수 있음을 알았다. 최적설계기법으로 BFGS기법을 적용하여 항력을 최소화하였으며, 양력 및 날개 표면 마하수에 대한 제약조건을 적용하였다. 앞전 플랩의 최적화 및 앞전과 뒷전 플랩의 최적화 등 두 개의 설계 문제를 고려하였다. 성공적인 결과를 얻음으로써 본 설계방법의 타당성 및 효율성을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제35권7호
• /
• pp.655-660
• /
• 2007

카나드 형상 전투기급 항공기 기동성을 증대시키기 위하여 카나드-앞전플랩 스케줄링 법칙을 수립하였다. 이러한 카나드-앞전플랩 스케줄 법칙은 양항비를 최대로 하는 카나드-앞전플랩 변위각과 비행조건과의 관계이다. 이러한 목적으로 고속 영역에서 카나드-앞전플랩 변위각에 의한 양항특성을 예측하기 위하여 보정된 초음속 패널 방법을 사용하였다. 또한 예측된 스케줄링 법칙을 확인하기 위하여 1/20 시험 모형을 이용한 고속 풍동시험을 수행하였다. 고속 풍동시험 결과와 비교 시 초음속 패널 수치해석적 결과는 잘 일치하였다. 실험 및 수치 해석적 연구 결과를 기초로, 제시된 보정된 초음속 패널 방법은 카나드형상 전투기급 항공기 공력설계를 위한 카나드-앞전플랩 스케줄링 법칙 수립에 유용한 것으로 확인되었다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제33권1호
• /
• pp.11-19
• /
• 2005

본 연구에서는 진동 운동하는 익형의 동적실속 특성을 향상시키기 위하여, 고정 앞전 Droop과 Gurney 플랩의 크기와 위치에 대한 최적설계를 수행하였다. 고정 앞전 Droop이 모멘트 특성의 개선에 효율적이나 양력특성의 저하를 유발 할 수 있다. 반면에 Gurney 플랩은 양력특성의 향상을 가져오지만, 모멘트특성을 악화시키는 특성이 있다. 고정앞전 Droop의 설계변수는 상호 보완적인 특성을 갖는 위치와 각도를 설정하였으며, Gurney 플랩은 그 길이를 설계변수로 설정하였다. 또한, 동적실속과 같이 비선형성이 강한 문제의 설계를 위해서 고차 다항식의 반응면 기법과 민감도 기반의 최적설계 기법을 사용하였다. 최적화는 양력과 모멘트 특성이 동시에 개선되도록 수행 하였다. 설계 결과 동적실속의 양력, 모멘트 및 항력특성의 향상을 가져올 수 있었으며, 가변 앞전 Droop과 Gurney 플랩을 결합한 능동제어장치에 버금가는 동적실속 제어 효과를 갖을 수 있음을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제32권5호
• /
• pp.10-17
• /
• 2004

본 연구에서는 헬리콥터의 전진비행성능 향상에 필수적인 로터블레이드의 동적실속성능을 향상시키기 위한 수동제어기법에 대한 연구를 수행하였다. 로터블레이드의 동적실속성능을 향상시키기 위해서는 블레이드 익형에 발생하는 유동박리에 대한 제어를 통해 양력 특성과 피칭모멘트 특성을 동시에 향상시켜야만 한다. 본 연구에서는 실제구현이 용이한 고정 앞전Droop과 Gurney 플랩을 심한 동적실속영역에 대해 동시에 적용하여 기존의 동적실속 제어기법에 비해서 탁월한 양력성능 향상 및 피칭 모멘트 성능 향상을 얻을 수 있음을 확인하였다.

• 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.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
• /
• 제2회(2013년)
• /
• pp.299-304
• /
• 2013

초음속 조건에서 Busemann biplane은 충격파의 중첩에 의해 항력 감소가 일어난다. 그러나 받음각이 증가 할 경우, 앞전에서 궁형 충격파가 발생하여 항력이 급격하게 증가한다. 이에 본 연구에서는 busemann biplane에 플랩을 주어 궁형 충격파를 감소시킬 수 있는 flap biplane의 플랩 길이와 각도의 변화에 따른 공력 성능의 변화를 분석하였다. Flap biplane의 공력성능을 기본 biplane형상 및 diamond airfoil과 비교한 결과, 동일한 양력 조건에서 항력은 diamond airfoil에 비해 약 75%정도 감소함을 확인하였다. 그리고 플랩의 길이와 양항비는 선형의 관계가 있음을 확인하였고, 특정한 플랩의 각도에서 최대 양항비가 도출된다는 사실을 확인하였다. 마지막으로 전압력의 감소를 충격파의 강도로 정의하고, 이를 비교한 결과 flap biplane의 전압력 감소가 diamond airfoil에 비해 약 25%정도가 더 작게 나타난 사실로 부터 flap biplane의 소음 감소 효과를 유추할 수 있었다. flap biplane은 초음속 영역에서 항력과 소음의 감소에 효율적인 익형임을 확인하였다.

• 한국항공운항학회지
• /
• 제2권
• /
• pp.57-80
• /
• 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.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
• /
• 한국전산유체공학회 2005년도 추계 학술대회논문집
• /
• pp.125-129
• /
• 2005

Flow control has been performed using synthetic jet on NACA23012. In order to improve aerodynamic performance, synthetic jet is located near separation paint on airfoil with leading edge droop and plain flap. The flow control using synthetic jet shows that stall characteristics and control surface performance can be improved through resizing separation vortices. Stall is delayed and stall characteristics are improved when synthetic jet is applied from separation region of leading edge droop. Control surface effectiveness is increased and lift is increased when synthetic jet applied at the flap leading edge region. The results show that aerodynamic characteristics can be improved through leading edge droop with synthetic jet at near separation and plain flap with synthetic jet at the flap leading edge. The combination of synthetic jet and simple high lift device is as good as fowler flap system.