• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제2회(2013년)
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• pp.377-381
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• 2013

익형의 형상이 대칭인 NACA00xx 시리즈의 두께 비 변화에 따른 익형의 공력 특성을 조사하였다. 익형주위의 유동을 2D-압축성 유동으로 가정하여 비선형 유동방정식인 2D-Comp-2.0 solver를 사용하여 수치해석을 수행하였다. 주어진 두께 비에 대한 mesh study를 수행하고 수치해석의 결과는 Fluent 6.3의 수치해석 결과와 비교 분석하였다. 또한 선택 된 최적의 mesh size를 이용하여 익형의 두께비에 따른 양력계수와 항력계수를 비교 분석 하였다. 수치해석 결과로부터 익형의 두께비가 증가할수록 양력계수와 항력계수는 증가하였으며, 또한 받음각의 크기에 따른 익형의 공력특성은 받음각이 증가할수록 양력계수와 항력계수는 증가하였다. 일반적으로 익형의 두께비가 증가하면 shock wave의 강도는 증가하고, shock wave의 위치는 익형의 끝단으로 이동한다. 본 연구에서는 NACA00xx 시리즈의 공력특성에 대한 이해뿐만 아니라 Edison CFD 코드를 이용하여 얼마나 우리가 정확하게 공력해석을 수행할 수 있는지에 중점을 두었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권2호
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• pp.1-10
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• 2006

본 연구에서는 수치적 방법을 이용하여 타원형 익형의 공력특성에 대한 연구를 수행하였다. 타원형 익형의 경우 현재까지 널리 사용되어진 NACA 계열 익형들에 비하여 작은 앞전 곡률반경을 가진다. 또한 NACA 계열 익형들과는 달리 앞전과 같은 곡률반경을 가지는 뒷전 형상을 가지며, 익형의 최대 두께가 시위의 1/2지점에 존재한다. 타원형 익형의 경우 이러한 형상적인 특징들에 의하여 NACA 계열 익형들과는 다른 공력특성을 나타내는데, 본 연구에서는 같은 최대 두께를 가지는 NACA 계열 익형과 타원형 익형의 다양한 유동조건에서의 공력특성에 대한 수치해석 결과의 비교를 통하여 타원형 익형의 공력특성에 대하여 살펴보았다. 또한 타원형 익형의 두께변화에 따른 공력특성의 변화 역시 함께 고려하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권6호
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• pp.475-484
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• 2012

익형 풍동시험 시 모델의 제작오차에 의해 시험 익형과 지지대 익형의 두께에서 차이가 있을 경우 시험 익형의 공력특성에 주는 영향을 양력, 항력 및 모멘트 값의 변화를 수치 해석하여 비교 및 분석하였다. 이를 위해 익형모델을 세 부분으로 나누어 제작하는 경우 가운데 위치하는 시험 익형을 기준 형상으로 하여 시험 익형 양쪽에 부착하여 지지대 역할을 하는 익형의 최대두께를 가운데 익형에 비해 작게 설정하였다. 익형모델은 NACA64- 418을 사용하였으며, 난류모델은 천이현상을 잘 예측할 수 있는 Transition SST를 사용하였다. 다양한 받음각과 레이놀즈 수에서 지지대 역할을 하는 익형모델과 두께 차이가 매우 큰 경우에도 가운데 위치한 시험 익형의 공력특성에 미치는 영향이 매우 작음을 확인하였다.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제3회(2014년)
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• pp.562-567
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• 2014

본 연구에서는 교육 및 연구를 위한 CFD 해석 프로그램인 EDISON_CFD를 이용하여 Symmetric airfoil(NACA0012)과 Cambered airfoil(NACA4412)의 뒷전 두께에 따른 공력 특성을 분석해보았다. Chord 길이의 0%, 1%, 2%, 3%, 4%에 해당하는 뒷전 두께를 가지는 Blunt trailing edge airfoil의 받음각에 따른 공력 특성을 비교 및 분석하고, 어떠한 장단점을 가지는지 확인하였다. 그 결과 Chord 길이의 1% 뒷전 두께를 가질 때를 제외하면 뒷전 두께가 두꺼워질수록 최대양력계수는 증가하였고, 양항비와 실속각은 감소하였다. 또한, 뒷전 두께가 두꺼워질수록 Symmetric airfoil에서는 받음각 $0^{\circ}$를 기준으로 양력곡선기울기가 증가하였고, Cambered airfoil에서는 전체적으로 양력계수가 증가함과 동시에 양력곡선기울기 또한 증가하는 것을 확인할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권3호
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• pp.212-216
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• 2017

두께비 18% 익형(KARI-11-180)에 대한 공력특성 분석이 전산해석기법을 활용해 수행되었다. 익형주위의 격자는 벽면에서 수직으로 투영하여 경계층 격자를 형성하였고 익형 후방에는 정밀한 후류 예측을 위해 조밀한 격자를 위치하였다. 원방경계까지의 거리는 익형 코드의 100배로 정하였고 익형시험결과와의 비교를 위해 자유류 속도, 익형 코드 및 Reynolds수를 풍동시험과 동일하게 정하였다. 또한 난류 모델은 천이지점 예측이 우수한 transition SST 및 DES 모델을 사용하였다. 3차원 전산해석은 세장비가 2와 5인 익형모델에 대해 수행되었는데 양력은 풍동시험결과보다 높은 값을 항력은 낮은 값을 예측하였다.

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

• 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.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2000년도 추계학술대회논문집B
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• pp.568-572
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• 2000

A numerical investigation was performed to determine the effect of airfoil thickness on the optimum Gurney flap height using NACA 00XX series airfoils. Seven airfoils which have 3% chord thickness difference were used. These were NACA 0006, 0009, 0012, 0015, 0018, 0021, and 0024. A Navier-Stokes code, FLUENT, was used to calculate the flow field about airfoil. The fully turbulent results were obtained using the standard $k-{\varepsilon}$ two-equation turbulence model. To provide a check case fur our computational method, numerical studies for NACA 4412 airfoil were made and compared with already existing experimental data for this airfoil by Wadcock. For every NACA 00XX airfoil, Gurney flap heights ranging from 0.5% to 2.0% chord were changed by 0.5% chord interval and their effects were studied. With the numerical solutions, the relationship between $(L/D)_{max}$ and airfoil thickness as a function of flap height and the relationship between $(L/D)_{max}$ and flap height as a function of airfoil thickness were investigated. The same relationship for $(C_l)_{max}$ also were shown. From these results, the optimum flap size for each airfoil thickness can be determined and vice versa.

• 수산해양기술연구
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• 제21권2호
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• pp.137-141
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• 1985

이상으로부터 비 cavitation 정상상태인 박용 TP620 익형의 점성의 영향에 의한 배제두께를 고려했을 경우의 익특성을 요약하면 다음과 같다. 1. 점성의 영향에 의한 압력분포는 전연부분에서는 부압의 피크가 사라지고 후연부에서는 겉보기 익두께 생성에 의해서 potential 유동의 상이형을 보이는 것은 burst 유동으로 후연부분 유동에 큰 영향이 없음을 알 수 있다. 2. 배제 두께 및 운동량 두께는 층류부분보다 난류부분의 증가비율이 크고 속도 구배가 0인 천이점 부근에서 불연속으로 인해 점성력에 의한 초생 cavity의 존재 가능성을 배제 투께 a 및 운동량 두께 분포로부터 알 수 있다. 3. 점성에 의한 배제 두께의 생성으로 원익형의 단면은 사실상 증가하며 이를 고려한 경우 익성능이 약간 감소했다.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제3회(2014년)
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• pp.533-538
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• 2014

NACA0012형상을 사용하여 천이현상을 고려한 유동해석이 Dynamic Stall에 미치는 영향에 대해 살펴보았다. 천이 현상을 고려한 진동하는 익형의 공력 계수 변화를 비교하기 위해 완전 난류로 가정한 해석 결과와 실험 결과를 비교하였다. NACA0012익형을 사용하였으며 두께 변화에 따른 해석 결과를 비교하기 위해 NACA0009익형도 사용하였다. 정상유동해석의 천이 발생 지점과 비정상 유동해석의 천이 발생 지점을 비교하였으며, 익형주위의 유동결과를 비교하여 천이해석과 완전 난류해석 결과의 차이를 분석하였다.