모핑 에어포일 형상의 공력특성에 대한 해석 및 실험연구 :Analytic and Experimental Studies on Aerodynamic Characteristics of Morphing Airfoil Configurations

고승희

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자료유형: 학위논문

저자정보: 고승희 (한국항공대학교, 한국항공대학교 대학원)

지도교수: 배재성

발행연도: 2014

저작권: 한국항공대학교 논문은 저작권에 의해 보호받습니다.

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이 논문의 연구 히스토리 (2)

2014

모핑 에어포일 형상의 공력특성에 대한 해석 및 실험연구

고승희 항공우주및기계공학과 2014.01 학위논문

2012

모핑 에어포일 형상의 공력특성 실험연구

고승희 , 배재성 , 김학봉 외 2명 한국항공우주학회지 2012.10 학술저널

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일반적인 플랩을 가진 비행기의 날개는 불연속면을 가지며, 이것은 공력특성을 저하시킨다. 비행 중 연속적인 변형이 가능한 날개는 비행하는 동안 공기흐름의 급격한 변화가 없으므로 유동분리의 지연, 후류 감소, 항력 감소, 양력 증가 등 공기역학적 성능을 향상시킬 수 있다. 본 연구에서는 제어모핑을 활용하여 형상이 연속적으로 변화하는 모핑 플랩의 메커니즘 개발을 하기 위한 기초 연구로서 모핑 플랩 에어포일의 형상설계 및 공력해석, 공력특성을 알아보기 위한 풍동시험을 수행하였다.
리브(rib)는 플랩의 연속적인 형상 변형을 위해 여러 개의 마디로 구성되며 이는 서로 결속되어 같이 회전하는 개념을 사용하였다. 먼저 3단 모핑 플랩 에어포일을 설계하여 공력해석 및 풍동시험을 통해 기계식 플랩 에어포일과 공력특성을 비교하였다. 3단 모핑 플랩 에어포일이 기계식 플랩 에어포일에 비해 더 좋은 공력특성을 보이나, 받음각이 커짐에 따라 모핑 플랩 날개의 양력 특성이 저하되는 경향을 보였다. 이는 3단 모핑 플랩을 적용하였을 때 단의 개수가 충분히 많지 않아 불연속면이 생성되고, 불연속적인 캠버(camber) 변형이 시위(chord) 전면에서 일어나면 오히려 유동분리(separation)가 더 빨리 일어나기 때문이다. 이를 보완하기 위해 보다 연속적인 형상 변형 및 3단계의 가변캠버(variable camber)를 갖는 6단 모핑 플랩 메커니즘을 고안하였다. 6단 모핑 플랩은 기계식 플랩과 같은 급격한 변형 대신 날개 전반의 연속적인 형상변형을 통해 유동분리를 지연시키고 이로 인해 양력과 항력의 이득을 얻을 수 있다. 6단 모핑 플랩 에어포일의 공력해석을 통해 최적형상을 찾고, 풍동시험을 통해 기계식 플랩 에어포일과 공력특성을 비교하였다. 6단 모핑 플랩 에어포일을 적용하였을 때 기계식 플랩 에어포일에 비해 양항비가 향상됨을 보였다. 또한 플랩변위각()이 증가할수록 모핑 플랩을 적용하였을 때 얻는 최대양항비 이득이 커짐을 보였다.
무인항공기의 모핑 플랩 날개의 적용가능성을 알아보기 위해 전기체 공력해석을 수행하였으며, 모핑 플랩 날개를 적용하였을 때 기계식 플랩 날개에 비해 더 좋은 공력성능을 보였다. 이를 바탕으로 모핑 플랩 날개를 적용한 기체의 제작 및 비행시험을 통해 무인항공기의 모핑 플랩 날개의 적용가능성을 검증하였다.

Discontinuous sections of wings of conventional flaps diminish the aerodynamic performance of aircraft. Wings that are modifiable without disrupting continuousness of their contour during performances do not experience rapid change of the flow, thus gain advantages on their aerodynamic characteristics, such as delay on flow separation, decrement of wake, decrement of drag, and increment of lift. In this paper, shape design of the morphing flap airfoils are suggested, and their aerodynamic characteristics are examined by aerodynamic analysis and wind tunnel tests, as a preliminary study to seek the mechanism of smoothly contoured flaps applying control morphing.
The ribs at the trailing edge are replaced with series of plate-like elements joined together which can rotate relative to each element, constructing smooth contour of morphing flaps. 3-element morphing flap airfoil is designed and its aerodynamic characteristics are compared with the mechanical flap airfoil through aerodynamic analysis and wind tunnel test. The 3-element morphing flap airfoil shows better aerodynamic characteristics than the mechanical flap. The lift of the 3-element morphing flap airfoil is, however, reduced as the angle of attack raises. Since the number of elements of the 3-element morphing flap is not enough to form a sufficiently smooth contour, the camber line of the morphing flap exhibits a discontinuous break on the frontal region of the chord, which promotes earlier flow separation. Benefits of morphing flaps on lift and drag are from the delayed flow separation achieved from the smooth contours of the morphing flap wings, unlike to sharply broken figures of mechanical flaps. In order to enlarge such favoring characteristics of morphing flaps, the 6-element morphing flap mechanism with even smoother contour and 3 stage variable camber is designed. The optimal shape design of the 6-element morphing flap is acquired by the aerodynamic analysis and its aerodynamic characteristics are examined and compared with the mechanical flap airfoil by the wind tunnel test. Lift-to-drag ratio of the 6-''element morphing flap is improved in contrast to the mechanical flap airfoil. Also the gain of maximum lift-to-drag ratio is upturned as the flap deflection angle() increases.
Full model aerodynamic analysis is executed to examine applicability of the morphing flap wings to the unmanned aerial vehicle(UAV), and the morphing flap wings exhibits better aerodynamic performances than the mechanical flap wings. The applicability of the morphing flap wings is inspected by flight test of the UAV with the morphing flap wings.

#모핑 #풍동시험 #VLM #공력해석

목 차
요 약 i
목 차 iii
기호목록 v
그림목록 vii
표 목록 xii
제 1 장 서 론 1
1.1. 연구배경 1
1.2. 연구동향 2
1.3. 연구목적 4
제 2 장 이 론 5
2.1. 항공역학 5
2.2. 고양력장치 7
2.3. 적용모델 9
제 3 장 모핑에어포일 모델링 및 VLM을 이용한 공력해석 12
3.1. XFLR5-v6 beta Pro.(VLM) 12
3.2. 일반에어포일 (Normal Airofil : Clark-Y) 15
3.3. 기계식 플랩 에어포일 (Mechanical Flap Airofil) 16
3.4. 3단 모핑 플랩 에어포일 (3-element Morphing Flap Airfoil) 18
3.4.1 3단 모핑 플랩 에어포일 모델링 18
3.4.2 3단 모핑 플랩 에어포일 공력해석결과 20
3.5. 6단 모핑 플랩 에어포일 (6-element Morphing Flap Airfoil) 22
3.5.1 다단 모핑 플랩 에어포일 모델링 22
3.5.2 6단 모핑 플랩 에어포일 공력해석 25
제 4 장 풍동시험 30
4.1. 풍동 및 시험장치 30
4.2. 풍동시험 데이터 보정방법 33
4.2.1 Solid Blockage 34
4.2.2 Wake Blockage 36
4.2.3 Streamline Curvature 37
4.2.4 2차원 벽면효과 보정 요약 38
4.3. 풍동시험 데이터 검증 41
4.4. 일반날개 (Normal Wing : Clark-Y) 44
4.5. 기계식 플랩 날개 (Mechanical Flap Wing) 45
4.6. 3단 모핑 플랩 날개 (3-element Morphing Flap Wing) 48
4.7. 6단 모핑 플랩 날개 (6-element Morphing Flap Wing) 50
제 5 장 무인항공기의 모핑 플랩 적용가능성 검증 55
5.1. VLM을 이용한 전기체 공력해석 55
5.2. 실기체 설계/제작 및 비행시험 59
5.2.1 구조설계 61
5.2.2 실기체 제작 64
5.2.3 비행시험 68
제 6 장 결 론 69
참고문헌 71
부록 A 74
부록 B 78
SUMMARY 90

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