• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제2회(2013년)
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• pp.437-441
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• 2013

항공기의 날개에 걸리게 되는 하중은 설계단계에서 고정되기 때문에 이륙과 착륙 같은 특수한 상황에서는 Flap이나 슬렛 등의 고양력 장치를 이용하여 날개 단면 형상을 변화시킴으로서 양력계수의 변화를 유도하고 그에 따라 각 임무별 최적의 공력 성능을 제공할 수 있게 된다. 따라서 본 논문은 에어포일의 보다 효율적인 양력을 위해 slotted flap사이에 양력 향상 Tab을 설치하여 EDISON-CFD을 이용하여 분석하였다. 그리고 그 효과와 익형에 얻어지는 양력계수를 비교하였다. 에어포일의 Slotted Flap에 양력 향상 Tab의 유무에 따른 유동 장을 분석하여 양력을 수치 해석 적으로 비교해 보았다. 결과에서 얻어진 상수를 비교하였고 양력 향상 Tab의 효과를 분석해 보았다.

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

• Smart Structures and Systems
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• 제17권5호
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• pp.819-835
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• 2016

In this paper, the activities carried out within the EU funded Clean Sky Joint Technology Initiative (JTI GRA) Project and aimed at developing a morphing flap, are illustrated. The reference device is a regional aircraft single slotted flap, enhanced with deforming capabilities to obtain improved hyper-lift performance. The design started with the identification of the internal architecture, intended to allow camber variations. A concentrated-hinge architecture was selected, for its ability to fit different curvatures and for the possibility of easily realizing an "armadillo-like" configuration, then avoiding the use of a complicate deformable skin. The flap layout is made of segmented ribs, elastically hinged each other and span-wise connected by conventional spars. Relative rotations of the rib elements are forced by SMA structural actuators, i.e., cooperating in the external loads absorption. Super-elastic SMA are used to make up recovery elastic elements, necessary to regain the original shape after activation. These further elements in turn contribute to the overall flap rigidity. After assessing the hinge number and the size of the SMA active and passive elements, the advanced design phase was dealt with. It was aimed at solving manufacturing issues and producing the executive drawings. The realized demonstrator was finally tested in lab conditions to prove its functionality in terms of whether target shape actuation or attained shape preservation under loads. On the basis of the numerical results and the experimental outcomes, precious hints were obtained for further developments of the concept.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2004년도 추계 학술대회논문집
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• pp.165-171
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• 2004

Smart UAV, which adopting tiltrotor aircraft concept, requires long endurance and high speed capability simultaneously These two contradictable flight performances are hard to meet with single wing concept and inevitably require the operation of flap system which should reveal optimal performance for each flight mode. In order to design SUAV flaperon satisfying the performance requirement, various configurations are generated and their aerodynamic performances are analyzed using numerical flow computations around flaps. Considering aerodynamic performance and manufacturing simplicity, a final flap configuration is selected.

• 한국수산과학회지
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• 제20권6호
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• pp.484-488
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• 1987

단순만곡형과 슈퍼-V형 모형 전개판의 뒷전 쪽에 각각 flap을 부착하고, 회류수조에서 진행각도와 유속에 따른 항력과 전개력을 측정하여 유체역학적인 전개성능을 분석한 결과는 다음과 같다. 1. flap을 부착한 모형 전개판의 전개력계수 $C_L$은 flap각도 $30^{\circ}$와 $50^{\circ}$일 때 단순만곡형은 최대유효진행각도 $\alpha_{max}=25^{\circ}$ 1.75 정도이었고, 슈퍼-V형은 $\alpha_{max}=20^{\circ}$에서 1.80정도로 flap을 부착하지 않은 경우보다 $20\~30\%$ 정도 $C_L$이 증가하였다. 2. 항력계수 $C_D$는 $\alpha_{max}$ 일 때 flap각도에 관계없이 단순만곡형과 슈퍼-V형 모두가 0.5 정도로 거의 차이가 없었고, flap을 부착하지 않은 경우보다는 약간 $C_D$가 증가하였다. 3. 유체효율 $C_L/C_D$는 flap각도 $30^{\circ}$일 경우가 $50^{\circ}$일 경우보다 약간 높았으나, $\alpha_{max}$일 때는 거의 비슷하였으며, flap를 부착하지 않은 경우보다는 악간 높은 경향을 보였다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제2권3호
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• pp.329-343
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• 2015

This study aimed to observe the effect of a novel concept (referred to as the flap extension) implemented on the leading edge of the flap of a three element high lift device. The high lift device, consisting of a flap, main element and slat is designed around an Airbus research profile for sufficient take off and landing performance of a large commercial aircraft. The concept is realised on the profile and numerically optimised to achieve an optimum geometry. Two different optimisation approaches based on Genetic Algorithm optimisations are used: a zero order approach which makes simplifying assumptions to achieve an optimised solution: as well as a direct approach which employs an optimisation in ANSYS DesignXplorer using RANS calculations. Both methods converge to different optimised solutions due to simplifying assumptions. The solution to the zero order optimisation showed a decreased stall angle and decreased maximum lift coefficient against angle of attack due to early stall onset at the flap. The DesignXplorer optimised solution matched that of the baseline solution very closely. The concept was seen to increase lift locally at the flap for both optimisation methods.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2011년 춘계학술대회논문집
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• pp.331-336
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• 2011

The flow fields over multi-element airfoils with lift-enhancing flat-plate tabs were numerically investigated. Common choice of the height of the lift-enhancing tabs usually ranges from 0.25% to 1.25% of the reference airfoil chord, and in this study the effect of the position of the tab with l%-chord height was studied by varying the distance of the tab from the trailing edge ranging from 0.5% to 2% of the reference chord. In this paper, the effects of lift-enhancing tabs with various position were studied at a constant Reynolds number on a two-element airfoil with a slotted flap. Computed streamlines show that the additional turning caused by the tab reduces the amount of separated flow on the flap.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권8호
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• pp.26-33
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• 2005

틸트로터 비행체 개념인 스마트무인기는 수직이착륙, 장기체공, 그리고 고속비행성능을 동시에 요구한다. 이와 같은 세 가지의 상반된 비행체 성능의 구현을 위해서는 비행모드별로 최적의 공력성능을 갖도록 하는 플랩시스템의 운용이 불가피하다. 스마트무인기의 플래퍼론을 설계하는데 있어서 다양한 후보 형상을 생성하고, 이들 형상에 대해 전산유동해석을 수행하여 각 형상에 대한 공력성능을 분석하였다. 이와 같은 공력성능과 실제형상의 구조적인 단순성을 고려하여 스마트무인기의 최종 플래퍼론 형상을 선정하였으며, 40% 축소모델에 대한 풍동시험을 통해 선정된 플래퍼론에 대한 성능을 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권8호
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• pp.649-656
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• 2013

고양력장치는 항공기의 이착륙 및 실속성능에 큰 영향을 미친다. 그러므로, 이 논문에서는 주어진 2차원 플랩 형상에 대하여 가장 최적화된 플랩 위치와 변위각을 얻는 슬롯티드 플랩 설계 최적화 프로세스을 제안하였다. 플랩 변위각 및 Gap, Overlap을 양력을 증가시키는 주요 변수로 생각하였고, 정확한 해석결과를 위해 공력해석 소프트웨어로 ANSYS Fluent 13.0.0$^{(R)}$을 사용하였다. 최적화된 형상은 SQP(Sequential Quadratic Programming) 알고리즘을 통해 도출됐으며, 최적화된 플랩과 함께 ADSP(Aircraft Design Synthesis Program) in-house 성능해석 코드를 사용하여 항공기의 성능을 시험하였고, 이착륙 거리, 실속속도 등의 성능변수들이 KAS-VLA 인증규정을 만족하는 결과를 얻었다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2011년 춘계학술대회논문집
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• pp.206-209
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• 2011

During landing approach, an airplane could experience dynamic unstable motion by the combination of a gust and elevator control to cancel the disturbances. This situation is dangerous and could lead to a loss of an airplane. In this paper, numerical analysis was used to study the effect of pitch oscillating 2-D high lift devices in a landing condition. Experimental data on a pitching naca0012 airfoil was used for code validation. Dynamic characteristics of an airfoil, single slotted flap for mid-class passenger aircraft were analyzed. Unsteady Navier-Stokes analysis was performed with Spalart-Allmaras turbulence model for separation dominant low speed flow. As a result, flow hysteresis of a flapped airfoil was more complex than that of an oscillating airfoil. So, dynamic analysis of a flap in a landing condition is very important for operational safety.