• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제5회(2016년)
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• pp.593-597
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• 2016

항공기의 비행 안정성을 판별하기 위해서는 정적(static)안정성과 동적(dynamic)안정성을 모두 고려해야 한다. 본 연구는 EDISON_CFD의 KFLOW_EDISON_2D3DOF, 2D_Com_P해석자를 이용해 2차원익형의 정적(static)계수와 동적(dynamic)계수를 구해 항공기 전체형상의 정적 안정성 및 동적 안정성을 분석하였다. 그 중 2015년도 인간 동력 항공기대회 건국대학교 참가 기체를 예시로 연구를 진행하였다. 주익 익형 SG6043과 미익 익형 NACA0012을 EDISON_CFD를 이용하여 각 익형의 모멘트계수를 구하고 그 결과값을 이용하여 기체의 무게중심에 대한 각 익형의 감쇠계수를 계산하였다. 그리고 주익과 미익의 면적비율과 코드길이의 비율을 고려해 전체 항공기형상의 안정성과 비행 형태를 분석하였다.

• 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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• 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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• 제37권5호
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• pp.425-432
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• 2009

본 연구에서는 오일러 CFD코드에서 얻은 데이터를 이용하여 2차원 익형의 비정상 공력하중을 모델링하고 예측할 수 있는 신경망의 능력을 확인하였다. 신경망 모델은 감독자 관리 학습을 기반으로 하여 르벤버그-마쿼트 알고리즘, 그리고 여기에 유전알고리즘을 결합시킨 혼합형 유전알고리즘을 사용하여 구성하고 각 경우에 대하여 그 효율성을 비교 분석하였다. 복잡한 시스템을 모사하는 신경망을 학습시키는 데는 혼합형유전알고리즘이 더 효율적이라는 것을 보였으며 신경망모델에 의한 2차원 익형의 비정상공력하중 예측결과 실제 수치결과와 비교적 정확하게 일치하여 신경망 모델이 축소모델로서의 기능을 발휘하는 것을 입증하였다.

• 대한조선학회논문집
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• 제39권4호
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• pp.17-23
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• 2002

2차원 익렬 익형의 표면에 목적하는 압력계수 분포를 설정하고 그 압력계수의 분포에 해당하는 형상을 설계하기 위해 임의의 초기형상으로부터 목적 형상에 근접해가도록 최적화 기법을 도입하여 역설계를 수행하였다. 목적함수인 표면압력계수를 구하기 위해 비직교 일반좌표계상의 2차원 비압축성 나비어-스톡스 방정식을 사용하였으며 목적함수의 감소를 위해서는 최속강하법과 공액 경사도 방법을 사용하였다. 해의 탐색방향을 위해 1차 정확도의 유한 차분화를 행하였고, 해의 탐색거리를 위해 황금분할법을 사용하였다. 본 연구의 결과, 목적한 형상으로의 수렴성이 뛰어남을 확인할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권3호
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• pp.6-13
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• 2006

본 연구에서는 저 레이놀즈수 유동에서 flapping운동을 하는 익형이 가질 수 있는 2차원 평면상의 운동궤적에 따른 공력특성을 연구하였다. 익형이 유동흐름방향으로 왕복 운동하는 lead-lag운동과 plunging운동의 조합으로 2차원 평면상에 나타날 수 있는 여러 운동궤적을 합성하여 flapping 주파수 변화에 따른 공력계수들의 변화를 살펴보았다. 상하방향의 순수 plunging운동에 lead-lag운동을 추가함으로써, 평균추력계수와 평균양력계수를 증가시킬 수 있는 운동궤적이 존재함을 확인하였다. 아울러 운동주기 동안 나타나는 추력계수와 양력계수의 변화를 비교하여 upstroke와 downstroke시 나타나는 공력특성을 파악하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권8호
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• pp.37-46
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• 2004

지면효과의 여러 현상을 Navier-Stokes 방정식을 이용하여 해석하고 공기역학적인 관점에서 그 결과를 분석하였다. 2차원 지면효과에 대해서는 이미지 와류에 의한 약형 표면의 압력변화, 두께의 영향, 지면효과의 비점성 유동 현상 등을 확인하였으며, 3차원 지면효과로 익단와류 강도의 증가현상과 유효스팬 증가, 익단와류의 바깥 흐름현상 등을 확인하였다. 또한, 재래식 익형인 NACA 6409와 러시아의 WIG기 전용익형인 DHMTU 8-30에 대해서 Irodov의 조건식을 사용하여 새로 정안정성을 해석하였다. 해석결과, DHMTU 8-30 익형의 세로 정안정성이 NACA 6409 익형보다 훨씬 우수한 것으로 나타났다. 그러므로 DHMTU 8-30을 WIG기에 사용할 경우 NACA 6409에 비해 꼬리날개 부피비를 현저히 줄일 수 있음을 확인하였다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2005년도 창립60주년 기념 추계 학술대회
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• pp.87.1-87.1
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• 2005

• 한국항공운항학회지
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• 제21권4호
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• pp.47-52
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• 2013

In this paper, limit cycle flutter induced by Hopf bifurcation is studied with nonlinear system analysis approach and observed for the critical slowing down phenomenon. Considering an attractor of the dynamics of a system, when a small perturbation is applied to the system, the dynamics converge toward the attractor at some rate. The critical slowing down means that this recovery rate approaches zero as a parameter of the system varies and the size of the basin of attraction shrinks to nil. Consequently, in the pre-bifurcation regime, the recovery rates decrease as the system approaches the bifurcation. This phenomenon is one of the features used to forecast bifurcation before they actually occur. Therefore, studying the critical slowing down for limit cycle flutter behavior would have potential applicability for forecasting those types of flutter. Herein, modeling and nonlinear system analysis of the 2D airfoil with torsional nonlinearity have been discussed, followed by observation of the critical slowing down phenomenon.

• 한국소음진동공학회논문집
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• 제24권1호
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• pp.14-20
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• 2014

Recent developments for high altitude, long endurance conventional UAVs(HALE UAVs) have revealed new issues regarding aircraft structure design and analysis. First of all, due to intensive mission requirements, the structures of HALE UAVs have lightweight and very flexible main wing with high aspect ratio, and slender fuselage. For this kind of structures, aeroelastic characteristics are different from conventional aircrafts. Hence, currently developed analysis methods are not suitable to fully understand strucutral dynamics of the very flexible aircraft, and to guarantee structural reliability. Therefore, various structural studies considering nonlinear behaviors which are generally ignored for the conventional aircraft strucutral analyis have been attracting researchers interests. Nonlinear flutter of the very flexible wing is one of the subject to be studied in combination with strong coupling between aeroelastic characteristics and flight dynamics. Herein, as preliminary study, modeling and nonlinear system analysis of the 2D airfoild with torsional nonlinearity have been discussed.