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- 저자 : Chang-Yeol Joh (검색결과 19 건)
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조창열,문종윤,이형민 울산대학교 1999 공학연구논문집 Vol.30 No.2
천음속익형 설계에 있어서 꼴함수의 형태표현능력이 설계 최적화에 미치는 영향을 조사 하였다. 꼴함수는 천음속익형 설계에 있어서 설계효율성이 뛰어난 것으로 간주되고 있는 Vanderplaats의 기존익형과 형상표현능력이 상대적으로 뛰어난 Hicks-Henne 함수를 사용하여 비교하였다. Hicks-Henne 함수는 익형을 보다 자유롭게 잘 표현할 수 있도록 제어점을 조절하였다. 이와같이 개량된 꼴함수를 오일러유동해석을 이용한 천음속익형 설계최적화에 적용하였다. 양력 최대화 문제에 대해서 설계최적화를 수행한 결과, Vanderplaats 기존익형을 사용하였을 때보다 훨씬 크게 증가된 양력특성을 얻었다. 본 연구의 결과로서 실용적이며 우수한 성능의 최적설계형상을 구하기 위해서는 꼴함수의 형태표현능력이 지극히 중요하다는 사실을 확인하였다. The effects of various geometry generating capability of shape functions on the design optimization of transonic airfoils were investigated. Vanderplaats' existing airfoils and Hicks-Henne functions were tested as shape functions in the investigation. Vanderplaats' existing are considered as constructing one of the most efficient design optimization procedures, while Hicks-Henne functions can supplies a variety of airfoil geometries. The capability of various geometry generation of the Hicks-Henne functions was even more improved by adjusting their control points. These modified Hicks-Kenne functions were implemented in transonic airfoil design optimization based on the Euler equations, especially for the lift maximization with wave drag and area constraints. The results show dramatic improvement of lift compared with ones designed with Vanderplaats' existing airfoils. The investigation reveals that the precise geometry generating capability of shape functions plays a decisive roll in improving design performance as well as generating practically-usable airfoils.
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이상경,조창열 울산대학교 2001 공학연구논문집 Vol.32 No.2
3차원 천음속 날개의 공력형상 설계최적화를 위하여 저렴한 비용의 PC 클러스터를 제작하였다. 클러스터는 3개의 노드로 구성되었으며, 리눅스 0S를 설치하고 메시지 전달방식의 통신 라이브러리인 MPI(Message Passing Interface)를 사용하였다. 이 시스템을 이용하여 24개의 설계변수를 가진 3차원 천음속 날개의 항력최소화 문제를 해석하였다. 유동장 해석을 위해 오일러 코드를 사용하였고, 일반적인 영역분할방식의 유동장 병렬처리를 택하는 대신에 수치최적화 알고리즘 중 민감도를 계산하는 부분을 병렬처리 하였다. 설계결과는 단일 노드를 사용한 순차계산의 결과와 동일하였으나, 설계 소요시간은 큰 폭으로 감소하였다. 본 연구의 결과로 저렴한 비용으로 우수한 성능을 갖춘 3차원 항공기 날개의 형상최 적설계 시스템을 구성할 수 있었으며, 향 후 이를 이용하여 보다 복잡하고 정교한 전산원용설계시스템으로 발전할 수 있는 기초를 마련하였다. A cheap FC-Cluster was assembled for the aerodynamic design optimization of three dimensional transonic wing. The cluster has 3 nodes in which Linux Operating System and MPI as message passing library are installed. The system was applied to solve a wave drag minimization problem for transonic wing with 24 design variables. The Euler method was used to solve the flow around the wing, The process of sensitivity-derivative computation was parallelized in the numerical optimization algorithm, instead of using domain decomposition technique as usual parallel processing in the computational fluid dynamics. The design result with the parallel processing is exactly same as the one with the serial computation, while the parallel computation time was considerably reduced. The cheap shape optimization system based on the PC-cluster developed here could be a starting of the computer-aided design system with more sophisticated geometry generating module and flow analysis methods in the future.
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조창열(Chang-Yeol Joh),김양준(Yang-Joon Kim) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.8
지면효과의 여러 현상을 Navier-Stokes 방정식을 이용하여 해석하고 공기역학적인 관점에서 그 결과를 분석하였다. 2차원 지면효과에 대해서는 이미지 와류에 의한 익형 표면의 압력변화, 두께의 영향, 지면효과의 비점성 유통 현상 등을 확인하였으며, 3차원 지면효과 로 익단와류 강도의 증가현상과 유효스팬 증가, 익단와류의 바깥 흐름현상 등을 확인하였다. 또한, 재래식 익형인 NACA 6409와 러시아의 WIG기 전용익형인 DHMTU 8-30에 대 해서 Irodov의 조건식을 사용하여 세로 정안정성을 해석하였다. 해석 결과, 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 줄 일 수 있음을 확인하였다. Several notes on grow1d effects drawn from Navier-Stokes analyses and their aerodynamic interpretations were addressed here; For two-dimensional ground effect, the change of surface pressure due to image vortex, the venturi effect due to thickness and the primary inviscid flow phenomena of ground effect, and for three-dimensional ground effect, strengthened wing tip vortices, increased effective span and the outward drift of trailing vortices. Irodov’s criteria were evaluated to investigate the static longitudinal stability of conventional NACA 6409 and DHMTU 8-30 airfoils. The analysis results demonstrated superior static longitudinal stability of DHMTU 8-30 airfoil. The DHMTU airfoil has quite lower value of Irodov’s criterion than the conventional NACA airfoil, which requires much smaller tail volume to stabilize the whole WIG-craft at its design stage.
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조창열(Chang-Yeol Joh),이상경(Sang-Kyung Lee),김병수(Byung-Soo Kim),권장혁(Jang Hyuk Kwon),강인모(Inmo Kang) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.2
NURBS 기반의 3차원 날개 공력 설계최적화 시스템을 개발하였다. 이 시스템은 NURBS 기반의 날개형상 생성모듈, NURBS 기반의 격자생성 시스템, 비점성 오일러 유동해석, 수치최적화기법 등으로 구성되어 있다. 볼록포, 국부조정능력, 형상보존능력, 변화 감쇠 등 NURBS의 주요 특성으로 인하여 이 시스템은 높은 자유도를 가진 다양한 형상의 날개를 설계할 수 있게 되어 있다. 또한 시스템내의 모든 형상 요소들이 IGES의 형상정의에 표준으로 채택되고 있는 NURBS에 기반한 변수들을 사용하고 있으므로 설계된 형상자료는 일반 CAD 시스템으로 손실 없이 정확히 전달될 수 있는 장점이 있다. 개발된 설계과정을 천음속 날개의 공력 형상 설계에 적용하였으며 앞전 근처의 날개 위 표면의 삭감과 이로 인한 충격파 강도의 감소 및 웨이브항력의 감소를 뚜렷이 보여주는 등 적절한 설계 결과를 얻었다. An aerodynamic design optimization system for three-dimensional wings was developed based on NURBS(Non-uniform Rational B-Spline). The present system includes NURBS-based wing geometry generation module, NURBS-based grid generation system, inviscid Euler equations solver and numerical optimization algorithm. The properties of NURBS such as convex hull, local supporting, shape preserving and variation diminishing enable the present design system to generate various wing geometries with high degrees of freedom. Furthermore, the system can transfer geometry data accurately to any CAD system since all geometrical entities in the system involve the parametric based NURBS which is a standard for the geometry definition in IGES(Initial Graphics Exchange Specification). The application of the system to the drag reduction problem for transonic wing showed reasonable results where shock strength was considerably reduced by cut-off of upper surface near leading edge.
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조창열(Chang-Yeol Joh),이상경(Sang-Kyung Lee) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.10
3차원 날개의 공력형상 설계최적화를 위한 설계최적화 시스템을 미래의 다분야 설계최적화 프레임워크의 일환으로 개발하였다. 이 설계최적화 시스템은 형상설계, 격자생성, 공력해석, 최적화의 4가지 모듈로 구성되어 있다. 모두 상용패키지를 배경으로 개발하였으며 내장된 스크립트와 저널링 기능을 사용하여 배치 모드에서 자동적으로 실행되도록 프로그램 하였다. Visual Basic 프로그램을 사용하여 네 모듈을 통합하여 자동화된 설계기능을 갖도록 하였다. 특히 계산시간이 많이 소요되는 공력해석을 위하여 네트워크 통신을 이용한 분산 환경을 구현하였다. 공력해석은 일반적인 영역분할방식의 병렬처리 대신에 전역최적화 기법인 반응표면법과 연계하여 분산처리 시켰다. 개발한 공력설계 시스템의 검증을 위하여 간단한 항력최소화 문제에 적용하였으며 그 결과 상당히 향상된 설계 효율성과 적절한 설계 결과를 보여주었다. An aerodynamic design optimization system for three-dimensional wing was developed as a part of the future MDO framework. The present design optimization system includes four modules such as geometry design, grid generation, flow solver and optimizer. All modules were based on commercial softwares and programmed to have automated execution capability in batch mode utilizing built-in script and journaling. The integration of all modules into the system was accomplished through programming using Visual Basic language. The distributed computational environment based on network communication was established to save computational time especially for time-consuming aerodynamic analyses. The distributed aerodynamic computations were performed in conjunction with the global optimization algorithm of response surface method, instead of using usual parallel computation based on domain decomposition. The application of the design system in the drag minimization problem demonstrated considerably enhanced efficiency of the design process while the final design showed reasonable results of reduced drag.
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조창열 울산대학교 1996 공학연구논문집 Vol.27 No.2
오일러 방정식에 근거한 천음속 영역에서 익형의 형상설계를 위한 수치최적화 과정을 정립하였다. 여기에는 설계진행에 따라 반복적으로 설계공간을 국부적으로 제한하고 이 공간 내에서 목적함수와 제약조건을 근사하여 최적화를 수행하는 순차근사최적화기법과, 목적함수와 제약조건의 근사를 위해 좌표변형에 근거한 중간매개변수의 민감도를 이용하는 방법, 그리고 반복적 오일러 유동해석의 효율화를 위하여 표면 경계조건의 개조 등을 채택하여 전체 계산시간을 실제 설계에도 충분히 적용 가능할 만큼 감소시켰다. 근사최적화의 진행 시에는 이동한계를 설계변수 절대값으로 지정 적용하는 방법이 오일러 유동방정식을 이용한 근사 설계최적화 문제에서 가장 효율적인 것으로 판명되었다. Numerical optimization procedures were tested for the design of airfoil shapes in transonic flow based on the Euler equations. Specific techniques such as sequential approximation optimization, sensitivity calculations of the intermediate parameter using coordinate straining and modification of Euler surface boundary conditions were implemented in the procedures to reduce computational burden. Optimization with large move limits specified in absolute values of the design variables was found to be deficient and robust in solving the approximate optimization problem based on the Euler equations.
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