• 한국항공우주학회지
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• 제40권12호
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• pp.1017-1024
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• 2012

깃끝단 후퇴각을 가지는 최신 터보프롭 항공기의 프로펠러 블레이드에 대한 공력설계 및 해석을 수행하였다. 프로펠러 형상 설계를 위한 익형은 HS1 계열을 적용하였다. 와류-깃요소 이론(Vortex-Blade element theory)을 기반으로 하고 최소에너지 손실 조건을 만족하는 Adkins의 방법을 적용하여 Conventional 프로펠러 블레이드에 대한 공력설계 및 성능해석을 하였다. 목표 항공기의 설계점에서 코드 길이와 피치각을 변경해 가며 프로펠러 형상을 생성하였다. Conventional 프로펠러 블레이드 형상 정보를 기반으로 코드 길이, 깃끝단 후퇴각을 수정 적용하여 최신 프로펠러를 설계하였다. 전산유체역학을 이용한 설계된 최신 프로펠러 공력특성 분석을 통하여 최신 프로펠러가 적절하게 설계되었음을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권5호
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• pp.335-342
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• 2020

스텔스 성능을 향상시키기 위해 꼬리날개를 제거한 무미익 항공기는 러더(rudder)를 대체하여 스포일러(spoiler)를 활용하여 방향조종을 수행한다. 짧은 시간에 스포일러 작동을 반복하는 경우 비정상적(unsteady)이고 비선형적인 공력특성이 발생하여 항공기 비행성능에 역효과(adverse effect)를 초래할 수 있다. 본 연구에서는 dynamic mesh 기법을 적용한 전산해석을 통하여 스포일러 전개에 따른 에어포일의 비정상 공력 특성을 해석하였다. 스포일러 전개 속도, 장착 위치, 전개 스케줄(deployment scheduling) 변화에 따른 공력특성을 분석하여 스포일러의 동적 작동에 따른 역효과를 감소시킬 수 있는 방안을 검토하였다. 스포일러 장착위치 및 전개 방식의 적절한 선정을 통해 스포일러 동적 역효과를 감소시킬 수 있음을 확인하였으며, 에어포일 형상최적화를 통한 역효과 감소방안에 대한 추가적인 연구가 필요한 것으로 판단된다. 이러한 동적 공력 데이터는 향후 무미익 형태의 항공기 개발에 기초자료로 활용될 수 있을 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.648-651
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• 2010

FAR25급 터보프롭 항공기에서 프로펠러는 고속으로 비행할 수 있는 추력을 얻기 위해 공기역학적으로 우수하며 높은 효율을 가져야 한다. 프로펠러 형상 설계를 위한 익형은 전형적인 터보프롭 항공기 프로펠러에 사용되는 Clark-Y를 적용하였다. 프로펠러 공력설계 및 해석에는 최소에너지손실을 위한 조건을 만족시키도록 설계하는 와류-깃요소 이론(Vortex-Blade element theory)에 근거한 Adkins의 방법을 이용한 Javaprop을 이용하였다. 시위길이와 피치각 분포를 변경해 가며 FAR25급 터보프롭 항공기의 설계점에 가장 효율적인 프로펠러 형상을 생성하였으며, 전산유체역학을 이용하여 생성된 프로펠러 공력특성 분석을 통해 프로펠러 설계결과가 FAR25급 터보프롭 항공기에 적용 가능함을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권5호
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• pp.375-380
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• 2007

연구에서는 주파수 영역 패널법을 이용하여 조종면이 있는 날개의 비선형 공력특성을 해석하였다. 날개의 비선형 공력특성을 해석하기 위해 반복적 캠버변형 기법을 도입하였다. 캠버변형 기법은 기지의 에어포일 공력특성을 이용하여 날개의 비선형 공력특성을 해석한다. 날개의 한 단면에서의 에어포일 캠버변형이 날개의 다른 단면에 미치는 영향은 다차원 뉴턴 반복법을 사용하여 고려하였다. 해석결과를 실험값과 비교하여 본 방법의 유효함을 보였다. 본 방법은 많은 계산 자원을 요하지 않으면서 신속하게 날개의 비선형 공력특성을 예측할 수 있어 항공기 설계 초기 단계에서 유용할 것으로 생각된다.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제2회(2013년)
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• pp.331-336
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• 2013

본 연구에서는 인간동력 항공기의 주익에 적용할 에어포일 형상에 대한 공력 특성을 파악하였다. 인간동력 항공기 날개에 적용하기에 적절한 에어포일을 조사하였으며, DAE11, DAE21, DAE31, SG6043 익형에 대하여 전산유체해석 프로그램인 EDISON_CFD를 통하여 비교하였다. 인간동력 항공기의 낮은 비행속도를 감안하여 $6{\times}10^5$의 저 레이놀즈수에서 받음각에 따른 양력계수, 항력계수, 양항비 등을 얻어내어 상호 비교 분석하였다. 본 연구를 통해 인간동력 항공기 주익에 적용할 저 레이놀즈 에어포일 형상을 최종적으로 선택할 수 있는 근거 자료를 확보하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제10권4호
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• pp.12-19
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• 2007

In this study, nonlinear flow-induced vibration(flutter) analyses of a 2-DOF launch vehicle airfoil have been conducted in supersonic and hypersonic flow regimes. Advanced aeroelastic analysis system based on computational fluid dynamics and computational structural dynamics is successfully developed and applied to the present analyses. Nonlinear unsteady aerodynamic analyses considering strong shock wave motions are conducted using inviscid Euler equations. Aeroelastic governing equations for the 2-DOF airfoil system is solved by the coupled integration method with interactive CFD and CSD computation procedures. Typical wedge type airfoil shapes with initial angle-of-attacks are considered to investigate the nonlinear flutter characteristics in supersonic(15). Also, the comparison of detailed aeroelastic responses are practically presented as numerical results.

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

• 대한기계학회논문집 C: 기술과 교육
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• 제2권1호
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• pp.39-46
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• 2014

이 연구에서는 탄성 플랩이 뒷전에 장착된 2차원 날개 단면의 공력 특성을 전산 해석하였다. EDISON_CFD는 날개 주위의 비압축성 난류 유동을 시뮬레이션 하기 위해 이용되었으며, MIDAS_IT는 전산 해석 결과로 얻어진 압력 하중 하에서 탄성 플랩의 변위를 구조해석 하기 위해 사용되었다. EDISON_CFD와 MIDAS_IT의 반복 계산 절차를 이용하여, 플랩의 변위가 수렴되면 해석을 종료하여, 날개 단면에 작용하는 공력을 분석하였다. 양항비의 추정 결과 일정 받음각 이내에서 플랩의 유리한 효과가 나타날 것으로 예상된다.

• Structural Engineering and Mechanics
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• 제37권4호
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• pp.401-413
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• 2011

The aerodynamic stability of orthotropic tensioned membrane structures with rectangular plane is theoretically studied under the uniform ideal potential flow. The aerodynamic force acting on the membrane surface is determined by the potential flow theory in fluid mechanics and the thin airfoil theory in aerodynamics. Then, based on the large amplitude theory and the D'Alembert's principle, the interaction governing equation of wind-structure is established. Under the circumstances of single mode response, the Bubnov-Galerkin approximate method is applied to transform the complicated interaction equation into a system of second order nonlinear differential equation with constant coefficients. Through judging the stability of the system characteristic equation, the critical divergence instability wind velocity is determined. Finally, from different parametric analysis, we can conclude that it has positive significance to consider the characteristics of orthotropic and large amplitude for preventing the instability destruction of structures.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제13권2호
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• pp.48-53
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• 2010

A computerized design system of axial fan is developed for constructing 3-D blade geometry and predicting both aerodynamic performance and noise. The aerodynamic blading design of fan is conducted by blade angle distribution, camber line determination, airfoil thickness distribution and blade element stacking along spanwise distance. The internal flow and the aerodynamic performance of designed fan are predicted by the through-flow modeling technique with flow deviation and pressure loss correlations. Based on the predicted internal flow field and performance data, fan noise is predicted by two models for discrete frequency and broadband noise sources. The present predictions of the flow distribution, the performance and the noise level of actual fans are well agreed with measurement results.