• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제5회(2016년)
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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.

• 한국신재생에너지학회:학술대회논문집
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• 한국신재생에너지학회 2006년도 추계학술대회
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• pp.253-256
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• 2006

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.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권6호
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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.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제5회(2016년)
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• pp.518-522
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• 2016

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.

• 항공우주기술
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• 제11권2호
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• pp.65-72
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• 2012

프로펠러와 고양력장치를 장착한 터보프롭 항공기에 대한 실속 특성 분석을 위해 수치 해석을 수행하였다. 항공기의 실속 특성은 프로펠러와 고양력 장치의 장착 조합에 따른 형상별 전산해석 결과를 통해 정성적으로 분석하였다. 실속 특성 해석은 Spalart-Allmaras 난류 모델을 기반으로 한 3차원 Navier-Stokes 방정식 해법을 이용하였으며 프로펠러의 회전은 슬라이딩 격자기법을 이용하여 모사하였다. 분석 결과 순항 형상의 경우 동체/날개 페어링에서 주요 유동박리가 발생하며 프로펠러 후류로 인해 점차 감소함을 알 수 있었다. 고양력장치를 장착한 경우 나셀 바깥쪽에서 주요 유동박리 현상이 발생하였고 프로펠러가 회전하는 경우에도 상대속도 감소와 유효 받음각 증가로 나셀 바깥쪽 날개 부분은 조기에 실속에 잠김을 알 수 있었다. 프로펠러는 날개의 inboard에서 하강하는 회전 방향이 프로펠러 후류로 인한 실속 지연 측면에서 유리함을 알 수 있었다.

• 한국항공운항학회지
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• 제2권
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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.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2008년도 추계학술대회A
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• pp.1441-1445
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• 2008

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.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권1호
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• pp.59-66
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• 2014

프로펠러 추진 항공기의 경우, 프로펠러 power-on 효과는 항공기의 비행성능 및 조종안 정성에 직간접적으로 커다란 영향을 미친다. 본 연구에서는 CFD 기반의 multiple reference frame과 sliding mesh model을 이용하여 power-on 효과가 항공기의 공력특성에 미치는 영향을 해석하였다. 프로펠러 power-on 효과에 의해 양력이 미소하게 증가하고 최대양력이 증가되며 실속이 지연된다. 반면, 프로펠러 power-on 효과에 의해 항력이 크게 증가하여 양항비가 감소된다. 또한, 프로펠러 power-on 효과에 의해 기수내림 피칭 모멘트가 감소하여 종방향 정안정성이 감소된다. 본 연구를 통해 획득한 프로펠러 power-on 해석결과는 항공기 성능 및 조종안정성 해석에 중요한 자료로 활용되어 추진식 프로펠러 항공기 개발에 기여할 수 있을 것으로 기대된다.

• 항공우주기술
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• 제8권1호
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• pp.197-206
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• 2009

스마트 무인기의 공력특성을 향상시키기 위하여 주익에는 와류생성기(vortex generator), 주익의 끝단에는 유동펜스(flow fence)를 적용하였다. 와류생성기는 SUAV의 최대양력계수와 실속각을 지연시키는 효과가 있었지만 높은 항력증가를 초래하여, 결국에는 양항비가 줄어들었다. 이를 개선하기 위하여 L-형태와 높이가 3mm와 5mm인 와류생성기를 적용하였다. 유동펜스는 나셀 틸팅각이 증가함에 따라 나셀에서 발생하는 박리에 의하여 주익성능이 감소하는 현상을 방지하기 위하여 사용하였다. 두 가지 유동제어 장치를 사용함에 따라 스마트 무인기의 공력특성들이 어떻게 변화하였는지를 정리하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제33권7호
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• pp.506-511
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• 2009

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 dynamics, 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 and wake capture effect.