표준동안정 모델의 전산해석 및 풍동시험 결과 비교 검토

정형석(Hyoung Seog Chung) 한국항공우주학회 2016 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2016 No.4

Dynamic Mesh 기법을 활용한 무미익 비행체 종축 동안정 미계수 예측

정형석(Hyoung-Seog Chung),양광진(Kwang-Jin Yang),권기범(Ky-Beom Kwon),이호근(Ho-Keun Lee),김선태(Sun-Tae Kim),이명섭(Myung-Sup Lee),류태규(Taekyu Reu) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.3

기동 성능과 스텔스 성능을 극대화시키기 위해 무미익 람다(lambda) 형상의 무인전투기에 대한 연구개발이 각 국에서 활발히 진행되고 있다. 이러한 형상의 비행체는 불안정한 동적 비행특성을 가질 가능성이 높으며, 이를 비행제어 시스템으로 제어하기 위해서는 보다 정확한 동안정 미계수 예측이 필수적이다. 본 연구에서는 풍동기법의 단점을 보완하고 순수 공기역학적 동안정 미계수를 예측하기 위해 전산유체역학의 Dynamic Mesh 기법을 적용하여 강제진동법을 모사하였고, 해석결과를 기존에 확보한 시험결과와 비교하여 검증하였다. 해석결과는 종축 동안정 미계수에 국한하였으며, 무미익 람다 형상의 기준 받음각, 진동주파수, 진동폭 등의 변화에 따른 동안정 미계수 변화 경향성을 파악하였다. 전산 해석 결과는 풍동시험 데이터와 유사한 경향성을 보였으며, 제시된 연구기법을 통해 항공기 동안정 미계수를 효율적으로 구할 수 있음을 확인하였다. For stealth performance consideration, many UAV designs are adopting tailless lambda-shaped configurations which are likely to have unsteady dynamic characteristics. In order to control such UAVs through automatic flight control system, more accurate estimation of dynamic stability derivatives becomes essential. In this paper, dynamic stability derivatives of a tailless lambda-shaped UAV are estimated through numerically simulated forced oscillation method incorporating dynamic mesh technique. First, the methodology is validated by benchmarking the CFD results against previously published experimental results of the Standard Dynamics Model(SDM). The dependency of initial angle of attack, oscillation frequency and oscillation magnitude on the dynamic stability derivatives of a tailless UAV configuration is then studied. The results show reasonable agreements with experimental reference data and prove the validity and efficiency of the concept of using CFD to estimate the dynamic derivatives.

스포일러 동적 작동에 따른 에어포일 공력특성 역전현상 연구

정형석(Hyoung-Seog Chung) 한국항공우주학회 2020 韓國航空宇宙學會誌 Vol.48 No.5

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. Tailless aircraft designed for stealth efficiency uses spoilers instead of rudders for the directional control. When the spoiler is rapidly deployed, highly nonlinear and unsteady aerodynamic characteristics can be generated, resulting in adverse effects on aircraft flight performance. This paper investigates the aerodynamic characteristics of an airfoil with moving spoiler using dynamic mesh CFD technique. The effects of spoiler operation speed, mounting location, and deployment scheduling are analyzed to reduce the adverse effects of the spoilers dynamic operation. The results shows that the adverse effects of dynamic spoiler can be reduced by appropriate selection of the spoiler mounting location and deployment scheduling.

화포에 의해 손상된 날개의 공력특성에 관한 연구

이기영,정형석,김시태,Lee, Ki-Young,Chung, Hyoung-Seog,Kim, Si-Tae 한국군사과학기술학회 2008 한국군사과학기술학회지 Vol.11 No.2

An experimental study has been conducted to investigate the effects of circular damage hole on the characteristics of airfoil performance. The damage on a wing created from a hit by anti-air artillery was modeled as a circular hole. Force balance measurements and static pressure measurements on the wing surface were carried out for the cases of having damage holes of 10% chord size at quarter chord and/or half chord positions. All experiments were conducted at Reynolds number of $2.85\times10^5$ based on the chord length. The surface pressure data show big pressure alterations near the circular damage holes. This abnormal surface pressure distribution produces shear stress that could lead to the acceleration of the structural degradation of the wing around the circular damage hole. However, in spite of the existence of circular damage holes, the measured force data indicated the only a slight decrease in lift accompanied by increase in drag compared to the results of undamaged one. The influence of damage hole on the aerodynamic performance was increased as the location of damage moved to the leading edge. The effect on the control force was insignificant when the damaged size was not large.

스트레이크 붙임각이 이중 삼각날개의 와류에 미치는 영향

손명환(Myong Hwan Sohn),정형석(Hyoung Seog Chung),장조원(Jo Won Chang) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.10

스트레이크를 부착한 이중 삼각 날개에서 스트레이크의 붙임각이 날개면 압력분포와 와류 특성에 미치는 영향을 실험적으로 연구하였다. 스트레이크 붙임각의 음(-)방향 증가 (스트레이크가 주 날개 윗면으로부터 pitch-down방향으로 부착된 상태)는 날개 전체의 받음각을 증가시키는 것과 같은 효과를 가져와 날개 윗면의 부압의 크기를 증가시켰다. 이러한 스트레이크 붙임각 변화에 의한 날개 윗면 부압 분포 변화는 와류의 강도 변화에 기인하기 보다는 와류 중심이 날개면에 가까이 위치하는 것에 기인하였다. The effects of strake incidence-angle on the vortex characteristics and the wing-surface pressure distribution for a double-delta wing with strake were investigated experimentally. The strake incidence-angle of negative sign(strake is pitched down from the main-wing upper-surface) increased the suction pressure of the wing-upper surface, which was the same effect of increase of angle of attack. This change of the suction pressure was caused by the closer movement of the vortex cores to the wing upper surface rather than the increase of the vortex strength.

풍동실험을 통한 가오리연의 공력계수 측정

강치행(Chi Hang Kang),정형석(Hyoung Seog Chung),김명진(Myung Jin Kim) 한국항공우주학회 2016 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2016 No.11

이중 삼각날개의 와류에 미치는 스트레이크 평면형상의 영향

손명환(Myong Hwan Sohn),정형석(Hyoung Seog Chung) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.8

본 연구에서는 스트레이크의 형상 변화가 삼각날개의 와류 상호작용과 와류 붕괴 특성에 어떤 영향을 미치는지를 규명하기 위해 세 가지의 서로 다른 평면 형상의 스트레이크를 부착한 이중 삼각 날개 형상에 대하여 유동 가시화(flow visualization)와 날개면 정압분포 측정의 풍동실험을 수행하였다. 압력 측정 결과 스트레이크의 후퇴각이 증가할수록 날개의 상류 시위 위치에서는 보다 강력하고 집중된 와류가 형성되지만 이 와류는 시위 뒤쪽으로 진행되면서 보다 빨리 와류 붕괴(vortex breakdown)현상을 거치며 약해지는 것을 관측하였다. 가시화 결과에서는 스트레이크의 후퇴각이 증가할수록 스트레이크 와류와 날개 와류간의 roll-up 및 통합 과정이 촉진되는 것이 상류 시위에서 집중된 와류를 발달시키는 원인인 것을 확인할 수 있었다. The effects of strake planform shapes on the vortex formation, interaction, and breakdown characteristics of double-delta wings were investigated through pressure measurements of upper wing surface and off-surface flow visualization. Three different shapes of strakes were attached to a delta wing respectively to form double-delta wing configurations and tested in a medium-sized subsonic wind tunnel. The results of the pressure measurements indicated that the strake planform having a higher sweep angle generated more concentrated vortex systems at upstream locations, which, however, tended to diffuse and break down much faster at the downstream locations. It was also found from the off-surface visualization results that the cause for the vortex concentration was due to the acceleration of coiling and merging processes between the wing and strake vortices.

중앙동체가 LEX-삼각날개 형상의 와류에 미치는 영향

손명환(Myong Hwan Sohn),정형석(Hyoung Seog Chung) 한국항공우주학회 2005 韓國航空宇宙學會誌 Vol.33 No.12

본 연구에서는 중앙동체 구조물이 삼각날개의 와류유동 형성에 어떤 영향을 미치는지를 규명하기 위해 Leading Edge Extension(LEX)이 부착된 삼각날개 모델에 대해 유동가시화(flow visualization)와 Particle Image Velocimetry(PIV) 측정의 풍동실험을 수행하였다. 이 두 실험방법에 의한 정성적 연구결과에서는 비교적 작은 받음각과 옆미끄럼각의 범위 내에서 중앙동체가 삼각날개 와류유동 특성에 미치는 영향이 미미한 것으로 관측되었다. 그러나 압력분포 측정에 의한 정량적 분석을 통해서는 고 받음각 및 큰 옆미끄럼각이 존재하는 경우 와류유동에 대한 중앙동체 영향이 현저히 증가하는 것을 확인할 수 있었다. 본 LEX-삼각 날개 형상에서는 중앙동체의 영향은 옆미끄럼각의 영향에 비하여 크지 않다는 것도 확인할 수 있었다. An experimental study of the vortical flow over a yawed delta wing with leading edge extension(LEX) was conducted to investigate the effects of the existence of a centerbody configuration on the flow characteristics of the wing and LEX vortices using off-surface visualization and PIV measurements. The qualitative investigation using these two techniques indicated that the effect of the centerbody existence on the vortex formation was minimal at somewhat low range of angles of attack and sideslip angles. However, the quantitative analysis of the surface pressure measurements revealed the effect of centerbody existence to be prominently increased for the cases with higher angles of attack and sideslip angles. It was also found that the centerbody effect was not significant compared to the effect of sideslip for the present LEX-delta wing configuration.

천음속 풍동시험 조건에서 무인기 후방동체 형상 및 모델 지지부 간섭 효과 연구

김상훈(Sanghoon Kim),김동하(Dongha Kim),정형석(Hyoung-Seog Chung),이재원(Jaewon Lee),박준식(Jun-Sik Park),김천영(Cheonyoung Kim) 한국항공우주학회 2023 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2023 No.11

전투기 외부 무장분리 안전성 해석을 위한 풍동실험연구

윤용현(Yong-hyun Yoon),조환기(Hwankee Cho),정형석(Hyoung-seog Chung),조동현(Dong-hyun Cho),이상현(Sang-hyun Lee),배승욱(Seung-woock Baek) 한국항공우주학회 2009 韓國航空宇宙學會誌 Vol.37 No.3

군용항공기에 탑재된 외부무장은 필요시 투하되기 위해서는 무엇보다도 먼저 안전한 분리가 이루어져야한다. 따라서 이러한 외부 장착물의 안전한 분리는 여러 가지 실험을 통해 사전에 반드시 검증이 이루어져야 한다. 본 논문은 전투기에 장착한 외부 장착물이 전투기로부터 분리 될 때 안전한 분리가 이루어지는가를 풍동실험을 통해 검증하기 위한 연구를 수행하였다. 이러한 무장분리문제와 관련된 풍동실험 기법으로 널리 활용되고 있는 자유낙하실험과 Grid test 기법을 사용되었다. 본 논문에서는 이러한 각 풍동실험 기법의 수행절차를 기술하고 각 기법의 실험결과로써 얻어진 데이터를 통해 무장투하가 사출기의 작동 여부와 관계없이 안전하게 분리됨을 확인하였으며, 각 기법에서 얻어진 결과가 모두 안전 제한치 내에 있음을 확인할 수 있었다. The prediction of the separation trajectories of external stores carried by military aircraft is an important task in the area of aircraft design having the objective to define the operational, release envelopes. This paper presents the results obtained for safe store separation from a fighter aircraft by experimental methods in the subsonic wind tunnel. The problems associated with separation of external stores can be studied by the use of several wind-tunnel test techniques. Attention is given the two most useful techniques: 1) dynamically scaled drop-model testing, 2) grid testing. A description of each method is given and data obtained are shown to validate the similarity within acceptable limits.