• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2014.03a
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• pp.637-642
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• 2014

선행 연구에서 블레이드 뒷전에 탄성 플랩이 장착되면 받음각에 따라 양력의 증가가 항력의 증가보다 상대적으로 더 커지게 되어 전체적인 양항비(앙력과 항력의 비)가 증가하는 것을 확인하였다. 본 논문에서는 선행의 연구를 참조하여 플랩의 길이가 변함에 따라서 양력과 항력의 변화를 비교하였다. 블레이드의 종류와 플랩의 제원은 현재 이용되는 수직축 풍력 발전기의 제품과 동일하게 사용하였다. EDISON_CFD와 MIDAS_IT를 이용하여 플랩이 장착된 블레이드 주변의 유체 유동을 해석하고, 플랩의 상하변위를 계산하였다. 이 과정을 반복 수행하여 플랩의 거동을 분석하고 플랩의 길이와 받음각에 따른 양항비를 비교하여 이전보다 효율적인 플랩을 설계하였다.

• Journal of computational fluids engineering
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• v.6 no.2
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• pp.9-21
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• 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.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2016.03a
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• pp.537-540
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• 2016

유체역학적 추력 방향 제어(Fluidic Thrust Vector Control) 방법 중 하나인 동축류 제어 유동 분사를 이용한 추력 방향 제어(Co-flow Thrust Vector Control)의 작동 특성에 대해서 연구하였다. 이 제어 방법은 점성 유동이 벽면에 부착되어 흐르는 코안다 효과(Coanda Effect)를 이용하여 주 유동을 편향 시키는 방법으로서 그 편향각은 이러한 제어 유동 노즐 출구의 플랩 형상에 영향을 받는 것으로 알려져 있다. 이 연구에서는 출구 플랩 형상을 여러 가지로 바꾸어 가며 주 유동의 전압력 300kPa일 때 제어 유동의 편향각이 포화되는 제어유동의 전압력을 측정하였다. 그 결과 쐐기형 플랩의 각도가 증가할수록 포화 영역에서의 편향각은 증가하며 그 각은 플랩의 각도와 일치한다. 그러나 각도가 증가할수록 제어 유동이 플랩의 벽면을 지나면서 팽창파에 의해 가속되어 충격파을 발생시키게 되고 이 충격파는 주 유동에게까지 전파되어 주 유동 제트의 속도를 감소시킨다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.35 no.2
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• pp.165-170
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• 2007

During the conceptual design phase of a wing-body-canard type fighter class aircraft, as a method of maneuverability enhancement for an aircraft, effects of canard-leading edge flap scheduling have been studied. In this study, corrected supersonic panel method has been used to predict the drag polar characteristics due to canard-leading edge flap deflections in the high speed regime. Utilizing the predicted drag polar curves, the canard-leading edge flap scheduling laws have been established. These scheduling laws are the relation of canard-leading edge flap deflections and the flight conditions to maximize the lift-drag ratio. Based on the results obtained from the canard-leading edge flap scheduling, the present method has shown to be useful to enhance the maneuverability of wing-body-canard type fighter class aircraft.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.35 no.7
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• pp.565-574
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• 2007

The flow control effect of blending Gurney flap with jet flap for flow around an NACA 0012 airfoil was numerically investigated through parameter variation of each flow control mechanism on unstructured meshes. The aerodynamic force and moment variations due to flow control were examined, and the results were compared between the blending control and each individual flow control. The results showed that the blending control required less energy input to achieve the same level of lift increment than that of the jet flap, and at the same time alleviated drag increment caused by introducing the Gurney flap.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2016.03a
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• pp.541-547
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• 2016

본 연구에서는 Slotted flap을 장착한 WIG선(Wing In Ground effect ship)에서 발생하는 진동을 최소화하기 위해 WIG선의 공력특성을 수치적으로 분석하고 그에 따라 플랩 형상에 대하여 최적화를 진행하였다. 주 익형에 대한 형상은 NACA 4412로 고정한 상태에서 플랩의 각도와 x, y좌표를 설계변수로 설정하였으며, 그에 따라 설정한 평균 $C_L$값을 유지하면서 진동의 진폭 크기가 작아지도록 제한 조건 및 목적 함수를 설정하였다. 최적화된 익형에서 플랩과 주 익형 사이에서 분출되는 유체는 코안다 효과의 영향을 받아 플랩 윗부분을 타고 흐른다. 이로 인해 진동에 결정적인 영향을 미치는 박리영역이 억제되었으며, 진동이 최소화 되었다. 결론적으로 플랩의 최적화를 통하여 기본 설계 익형에서 89%의 진동이 저감되는 것과 동시에 Lift/Drag 96.2로 기본 설계 익형에 비해 4.1배 향상되었다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.9 no.1
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• pp.78-83
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• 2010

In the present paper, a flap was optimized to maximize the lift. A 2-element fowler flap system was utilized for optimization with an initial shape of general aviation airfoil and a flap shape designed by Wentz. Response surface method and Hicks-Henne shape function were implemented for optimization. 2-D Navier-Stokes method was used to solve flow field around aGA(W)-1 airfoil with a fowler flap. Commercial programs including Visual-Doc, Gambit/Tgridand Fluent were used. Upper surface shape and the flap gap were optimized and lift for landing condition was improved considerably. The original and optimized flaps were tested in the KARI's 1-m low speed wind tunnel to examine changes in aerodynamic characteristics. For optimized flap tests, the similar trend to prediction could be seen but stall angle of attack was lower than what was expected. Also, less gap than optimized design delayed stall and produced better lift characteristics. This is believed to be the effect of turbulence model.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.46 no.6
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• pp.464-470
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• 2018

In this paper, a practical method of estimating the flap hinge moments which change according to the aircraft flap operations was introduced. For the flap design, the hinge moment derived by structural load analysis and wind tunnel tests was able to be compared with the real flight hinge moment, and the static safety of the flap structure could be verified though this comparison. In order to perform the tests, two strain gauges were installed on the flap hinge and an onboard device for aircraft load monitoring was utilized. Through the ground test, the correlation between the strain and the moment of the flap hinge was calibrated with analytic and finite element analysis. During the flight test, strain signals together with the flap deflection angles and airspeed were recorded. Finally, the flight hinge moments could be predicted by the measured strain which was calibrated with the analytic and the finite element analysis.

• Proceedings of the Korea Water Resources Association Conference
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• 2008.05a
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• pp.2141-2145
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• 2008

Three kind of system composed with buoyant flap hinged at the sea floor are modeled experimentally. The mechanically coupled system provides shelter by reflecting incident waves and by attenuating wave energy through structural and viscous damping. The characteristics of wave reflection, transmission and dynamic angle of the flap oscillation for various conditions were investigated. The structure can minimize wave transmission by attaching offshore wing wall.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2013.04a
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• pp.299-304
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• 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.