부공력감쇠를 고려한 와류하중모델의 진동예측성능

황재승 한국풍공학회 2021 한국풍공학회지 Vol.25 No.4

부공력감쇠는 풍직각방향의 와류공진을 예측하는데 있어서 매우 중요한 요소이다. 부공력감쇠는 진동유발하중 또는 피드백 하중을 구성하는 주요인자로 와류진동이 급격히 발현되는 현상을 설명하는 도구이기도 하다. 본 연구에서는 공력감쇠의 수학적 모델 을 제시하고 와류유발하중모델과 함께 와류진동을 예측하는 프러세스를 제안한다. 직사각형단면에 대한 공기력진동실험을 수행하여, 계측된 가속도로부터 공력감쇠와 와류유발하중을 추정하고 이에 기반하여 공력감쇠모델과 와류유발하중모델을 구축하는 과정을 다룬 다. 최종적으로 공력감쇠모델과 와류유발하중 모델에 대한 재해석을 통하여 가속도응답을 구하고 계측된 가속도와 비교하여 모델의 진동예측성능을 평가한다. 본 연구에서 제안된 와류하중모델의 진동예측성능을 평가한 결과 안정적이며, 신뢰도가 높은 와류진동예측 이 가능함을 알 수 있었다. The negative aerodynamic damping is a very crucial parameter in estimating the vortex induced resonance(VIR) in the across-wind direction. Aerodynamic damping is a major factor constituting so-called motion induced load or feedback load, and it is also a tool to explain the rapid manifestation of VIR. In this study, a mathematical model of aerodynamic damping are evaluated, and a process for predicting vortex induced vibration(VIV) along with vortex induced load model is proposed. By performing aeroelastic model test of a slender structure with a rectangular section, the aerodynamic damping and vortex-induced load are identified from the measured acceleration, based on these results, the mathematical models for aerodynamic damping and vortex induced load with respect to the wind speed were constructed. Finally, vibration estimation performance was evaluated by comparing the measured acceleration with the acceleration response obtained through re-analysis using the aerodynamic damping model and the vortex induced load model. From the numerical results, it was found that mathematical model of across wind load model are able to reliably predict VIV with a high reliability.

KLA-100 공력 하중 구조 FEM 하중 전환

정상영(Sang-young Jung),하지윤(Ji-yun Ha),이종덕(Jong-deok Yi),우종응(Jong-Eung Woo) 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4

항공기 구조해석의 첫 번째 단계는 공력하중을 구조하중으로 전환하는 하중해석이다. 3차원 유한요소 모델이 발달되기 전에는 작용하는 공력하중을 전단력, 굽힘모멘트 등과 같은 구조 내력(Internal)으로 전환하여 구조해석에 사용하였다. 그러나 3 차원 유한요소 기법을 사용함에 따라 공력하중 등의 외력을 유한요소모델에 적용할 수 있는 FEM 구조 하중으로 변환하는 것이 구조 해석의 중요한 업무로 부각되었다. 본 논문에서는 KLA-100 스포츠용 경항공기 개발 과정에서 적용한 공력하중을 구조하중으로 전환하는 기법 및 그 결과를 소개하였다. 이 방법은 KLA-100의 날개, 수평미익, 수직미익, 조종면 및 전기체 등에서 FEM 구조하중 생성에 적용되었었다. The first step of the structural analyses is the (structural) load analysis which is the work of the transformation of external forces such as aerodynamic forces to structural loads. When the 3-D FEM is not fully developed, the external loads are transformed to the structural internal loads such as shear forces and bending moments. But, when the 3-D FEM is used, the work to transform the aerodynamic loads to external FEM load applied to the structures becomes very important. The methodology and the results of the load analysis applied the KLA-100, the light airplane for sports, are presented in this paper, This method is applied to the wing, horizontal tail, vertical tail, control surfaces and the fuselage of KLA-100.

역추정된 풍직각방향 모달하중에 기초한 원형 실린더 구조물의 공력감쇠비 산정

황재승 한국풍공학회 2019 한국풍공학회지 Vol.23 No.1

Aerodynamic damping has been recognized as one of the most useful factors to evaluate the vortex induced vibration of a slender structure. However, conventional estimation methods of the aerodynamic damping have been mainly based on the system identification technology in associated with the structural responses, so that these have some limitations in directly understanding the role and characteristics of aerodynamic damping inherent in the vortex induced load. In this study, by directly identifying vortex induced load with force identification method, the components and the causative factors of vortex induced load are evaluated. For this purpose, the aeroelastic model test for circular section was performed in the boundary layered wind tunnel, and then the vortex induced load and the aerodynamic damping ratio are subsequently identified. From the analysis study, it is found that the vortex induced load is composed of the modal velocity induced load, where the modal velocity of the structure is converted to wind load by aerodynamic damping, and the pure vortex induced load formed by the instantaneous across wind velocity. The aerodynamic damping is changed into negative damping when vortex induced frequency is approaching to the natural frequency of the aeroelastic model, and resulting in the vortex induced resonance due to the decrease in total damping. Based on the results, the mathematical model for vortex induced load can be constructed in the turbulent wind, and it can be used to more effectively understand the across-wind response of high-rise building. 공력감쇠는 와류에 의한 풍직각방향의 응답을 평가하는데 매우 유용한 인자로 인식되어 왔다. 그러나 기존의 공력감쇠 산정방식은 구조물 응답에 기반한 시스템 식별기술을 적용하는 것으로 와류하중속에 포함되어 있는 공력감쇠의 역할과 특성을 파악하는데 한계를 가지고 있었다. 본 연구에서는 하중식별기술을 적용하여 와류하중을 직접적으로 구함으로써 와류하중을 구성하는 요소와유발요인을 평가하고자 하였다. 이를 위하여 대기 경계층에서 원형 실린더 모델에 대한 공탄성 실험을 수행하여 풍직각방향 와류하중을 추정하였으며 그로부터 공력감쇠의 특성을 분석하였다. 분석결과, 와류하중은 구조물 모달속도가 공력감쇠에 의해 풍하중으로 전환되는 모달속도하중과 변동풍속에 의해 형성되는 순수 와류하중으로 구성되는 것으로 나타났다. 공력감쇠는 최상층 평균풍속에 의한와류방출진동수가 구조물의 고유진동수에 근접하면서 부감쇠를 가지며 그 결과 총 감쇠가 작아져 응답증폭현상을 유발하는 것으로 파악되었다. 본 연구결과에 기초하면, 난류상태에서 와류하중 특성이 반영된 와류하중모델 구축이 가능할 것으로 사료되며, 구조물 풍직각방향 진동을 보다 효과적으로 파악하는데 활용될 수 있을 것으로 사료된다.

MSC.FlightLoads를 이용한 터보프롭 중형항공기 공력하중해석

배효길,최용준,신정우,이해창 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.11

중형항공기 하중해석을 위하여 MSC.FlightLoads 프로그램을 도입하였다. FlightLoads는 유연공력(flexible aero) 해석 뿐만 아니라 동특성 해석과 구조건전성 해석과의 연계성도 고려할 수 있어 여러 장점을 가지고 있다. 한국항공우주연구원에서 이미 보유한 하중해석 프로그램인 ARGON을 이용한 중형 항공기 공력하중 해석 결과와 FlightLoads 해석 결과의 비교를 통하여 강체공력(rigid aero)에 의한 날개하중 뿐만 아니라 익형의 캠버 효과도 잘 반영됨을 확인할 수 있었다. 따라서 FlightLoads 공력 모델과 입력변수의 검증을 통해 FlightLoads 가 중형기 하중해석 프로그램으로 적절함을 확인하였다. The MSC.FlightLoads commercial software was introduced to analyze the flight loads for the turboprop regional aircraft. The FlightLoads software is useful so that flexible airloads can be analyzed as well as the analyses of dynamics and structural integrity are connected with the FlightLoads. The rigid airloads from the ARGON which are the loads analysis software owned in KARI(Korea Aerospace Research Institute) and FlightLoads are compared and evaluated. The camber effects of airfoils along the wing span are also realized and evaluated. Therefore, the MSC.FlightLoads aerodynamic model and input parameters for the regional aircraft are validated.

원형 실린더 구조물의 와류하중 모델추정법

황재승 한국풍공학회 2019 한국풍공학회지 Vol.23 No.2

지난 50여 년간의 연구를 통해서 와류진동의 발생메커니즘과 폭 넓은 이해를 위한 수학적 모델이 제시된바 있으나 대부분 실 험적 고찰과 경험적 모델에 기반한 현상학적인 접근이 주로 이루어졌다. 와류진동과 그에 수반된 독특한 현상, 유체의 흐름과 구조물의 상호작용에 내포되어 있는 복합성과 난해성은 지금도 많은 연구자들의 관심을 불러일으키고 있으며, 와류진동에 대한 원초적인 발생원인 규명에 대한 새로운 도전이 지속적으로 제기되고 있다. 본 연구에서는 하중식별법에 의해 와류하중을 직접 추출하고 스펙트럼 형상분석을 통하여 와류하중을 구성하는 요소하중을 도출하는 과정을 보였다. 와류진동을 구성하는 요소하중은 구조물의 속도가 공력 감쇠에 의하여 피드백되는 하중, 와의 발생에 의한 하중(스트로할 성분에 의한 순수와류하중), 풍직각방향 버펫팅 하중으로 구분됨을 알 수 있었다. 각 요소 하중이 구조물 응답에 미치는 영향을 분석하여 본 연구에서 제시된 와류하중 모델도출법의 정합성을 보임으로서, 모델 구축방법의 타당성을 제시하였다. 이들 요소하중에 대한 정량적인 수학적 모델의 정립을 위해서는 피드백하중의 공력감쇠예측, 순수와류하중 스펙트럼의 정량적인 분포와 그 크기 예측, 버펫팅 하중의 스펙트럼 성상 예측이 이루어져야 한다. 이를 위해 풍동실험, 실계측과 같은 현상학적인 접근방법과 유체 흐름의 정형화된 수학적 모델인 나비에-스톡스 방정식과 연계된 CFD 해석을 병행하여 와류하중을 구성하는 요소하중들에 대한 정량화된 수학적 모델의 정립이 요구된다. Through the last 50 years of research history, mathematical models for vortex induced vibration(VIV) and its wide understanding have been addressed, but mostly phenomenological approaches based on experimental investigations and empirical models have been made. The unique phenomenon associated with VIV, and the complexity inherent in fluid-structure interactions are still attracting much research interest, and new challenges for identifying the origin of VIV are constantly issued. In this study, vortex induced load(VIL) was directly extracted by the force identification technique and the load components constituting VIL was illustrated through the spectrum shape analysis. From the analysis, it is found that VIL consisted of three independent loads: the structural velocity feedback load associated with the aerodynamic damping, pure vortex induced load with respect to Strohal component, and the acrosswind buffeting load. The validity of the model framework provided in this study is shown by analyzing the effect of each load on the response of the structure. In order to establish a more quantitative mathematical model for these component loads, the aerodynamic damping, the quantitative distribution of the pure VIL spectrum, and the spectral property of the buffeting load should be illustrated more accurately. For this, a phenomenological approach such as wind tunnel test, and field measurement should be collaborated with CFD technique based on the Navier-Stokes equation, which is a formal physical, mathematical model of fluid motion, to construct quantitative mathematical models of VIL.

수평축 풍력터빈의 공력 하중 비교 (Ⅰ)

김진(Jin Kim),강승희(Seung-Hee Kang),유기완(Ki-Wahn Ryu) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.5

본 연구에서는 난류 유입조건을 갖는 수평축 풍력터빈 블레이드의 공력 하중에 대해 초점을 맞추어 연구하였다. 난류모델은 풍속과 방향에 대한 변동을 포함하며, 그 특성은 난류강도와 표준편차로 표현된다. IEC61400-1에서는 정상 난류 모델과 정상 풍속 측면도에 대해서 피로해석을 수행하도록 규정하고 있다. 이를 위해 공력 최적설계 절차를 통해 얻어낸 ㎿급 수평축 풍력터빈 블레이드 허브와 저속 회전축에 대한 공력하중 해석을 수행한다. 공력하중 성분은 수치적인 절차를 통해 얻어내며 이를 블레이드 회전 특성을 고려하여 해석적으로 검토하였다. 난류 조건을 고려했을 때의 최대 추력과 토크의 변동치는 난류 조건을 고려하지 않았을 때의 값들에 비해 5~8 배 더 큰 값을 보였다. 따라서 난류 조건을 반영한 하중 해석은 풍력터빈 블레이드의 구조설계에 있어서 필수적임을 확인하였다. This study focused on the aerodynamic loads of the horizontal axis wind turbine blade due to the normal turbulence inflow condition. Normal turbulence model (NTM) includes the variations of wind speed and direction, and it is characterized by turbulence intensity and standard deviation of flow fluctuation. IEC61400-1 recommends the fatigue analysis for the NTM and the normal wind profile (NWP) conditions. The aerodynamic loads are obtained at the blade hub and the low speed drive shaft for MW class horizontal axis wind turbine which is designed by using aerodynamically optimized procedure. The 6-components of aerodynamic loads are investigated between numerical results and load components analysis. From the calculated results the maximum amplitudes of oscillated thrust and torque for LSS with turbulent inflow condition are about 5~8 times larger than those with no turbulent inflow condition. It turns out that the aerodynamic load analysis with normal turbulence model is essential for structural design of the wind turbine blade.

고속 비행체 공기흡입관 설계를 위한 저정밀도 공력-열-구조 연계해석

류동국,전형근,황인섭,김상호,이재우,김창완 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

초음속 비행체의 경우 비행영역의 특성상 공력에 의한 열하중 및 압력하중이 크며, 이로 인해 비행체의 구조 설계시 공력하중 및 열 하중을 고려하여야 한다. 그러나 초기 설계 단계에서 전산유체해석을 활용하여 설계를 수행하기에는 계산 시간 등의 이유로 여러 가지 난점이 있다. 그러므로, 이 논문에서는 충격파 방정식 및 팽창파 방정식을 이용하는 저정밀도 해석도구를 개발하여 초음속 비행체의 공기 흡입관 형상을 바탕으로 저정밀도 공력해석을 수행하였다. 이후 공력해석 결과를 이용, 열해석을 통하여 비행체 표면의 열하중을 도출하였으며, 공력해석 및 열해석에서 도출한 값을 이용하여 공력-열-구조 연계해석을 수행하여, 주어진 비행 조건에서 비행체에 가해지는 하중을 도출하였다. In case of supersonic aircraft, there have strong thermal and pressure load because of flight condition, so these factors should be considered when designing the structure configuration. However, it is hard to run computational fluid dynamics(CFD) at conceptual design phase on account of some reasons, such as computing power and time. In this research, we developed low fidelity analysis tool using shockwave & Prandtl-Mayer expansion wave equation for doing low fidelity aerodynamic analysis on the basis of air-intake configuration. After that, using aerodynamic result, derived the thermal load. Then using aerodynamic & thermal analysis result, we conducted aerodynamic-thermal-structure coupled analysis to calculate load applied to aircraft.

멀티로터형 비행체의 후류 상호작용을 고려한 공력 및 공력소음 해석 연구

고정우(Jeongwoo Ko),김동욱(Dong Wook Kim),이수갑(Soogab Lee) 한국항공우주학회 2019 韓國航空宇宙學會誌 Vol.47 No.7

수직이착륙기(VTOL) 및 도심 항공 모빌리티와 같은 멀티로터형 비행체는 높은 기동성을 바탕으로 오늘날 널리 활용되고 있다. 멀티로터는 다수의 로터로 구성되어 후류 상호작용이 활발히 발생하고, 이로 인해 멀티로터의 공기역학 및 공력음향학적 특성이 단일 로터와 큰 차이를 보인다. 본 연구에서는 자유 후류 격자 기법 해석자를 활용하여 멀티로터의 후류 상호작용 효과를 규명하고자 하였다. 다양한 비행체와 운용조건의 비교를 위하여, 제자리 비행에서 로터 간격에 따른 효과와 전진 비행에서 전진비 및 전진 방향에 따른 효과를 확인하였다. 제자리 비행 시 후류 및 로터 사이의 상호작용으로 비정상 하중이 발생하였으며, 로터 사이 간격이 줄어들수록 하중 변화폭이 증가하였다. 이는 비정상 하중 소음을 발생시키고 소음 지향성에 변화를 가져온다. 전진 비행 시, 비행 방향에 따라서 비정상 하중 및 소음 특성에서 차이를 보인다. 단일 로터 해석 결과와 비교하였을 때, 멀티로터의 각각의 로터는 상대적 위치에 따라서 하중 소음의 크기와 지향성이 다르다. 결론적으로 후류 상호작용 효과에 대한 분석은 다양한 멀티로터 형상과 운용조건의 공력 및 공력소음 해석에 필수적이다. Multirotor configurations such as VTOL and urban air mobility have been focused on today due to the high maneuverability. Aerodynamic and aeroacoustic characteristics of multirotor have much difference to those of a single rotor. In this study, a numerical analysis based on the free wake vortex lattice method is used for identifying the wake interaction effect. In order to compare the various configurations and operating conditions, the effects of the spacing between the rotors in hovering flight and the effects of the advancing ratio and the formation in forward flight are discussed. In the hovering flight, the unsteady loading of multirotor changes periodically and loading fluctuation increases as decreasing the spacing. It causes the variation in unsteady loading noise and the noise directivity pattern. In the forward flight, the difference in loading fluctuation and noise characteristics are observed according to the diamond and square formation of rotors. By comparing with results of single rotor analysis, multirotor configurations have different directivity pattern and amplitude of loading noise according to the location of each rotor. As a result, wake interaction effect becomes a highly important factor for aerodynamic and aeroacoustic analysis according to multirotor configurations and operating conditions.

한국형발사체 시스템 설계 형상에 대한 공력 특성 및 하중 해석

이준호(Joon Ho Lee),옥호남(Honam Ok),김영훈(Younghoon Kim),김인선(Insun Kim) 한국항공우주연구원 2013 항공우주기술 Vol.12 No.1

한국형발사체 시스템설계 형상에 대해 전산유동해석(CFD) 기법을 이용하여 공력 특성 및 하중을 예측하였다. 이전 형상에 비하여 엔진 카울이 없어짐에 따라 축력과 수직력이 감소하였으며, 압력 중심이 전방으로 크게 이동하였다. 그리고 하중 해석을 위해 비행 중 및 발사대 대기 중의 공력 하중을 산출하였다. 공력 계수 및 공력 하중 해석 결과는 다음 설계 단계의 임무 설계 및 구조 해석 분야에 활용된다. In this study, a numerical analysis based on CFD methods has been conducted to predict the aerodynamic coefficients and aerodynamic loads of KSLV-II configuration designed at the system design phase. By the effects of exclusion of engine cowls of prior configuration, axial force and normal force decreased and center of pressure was much moved to the nose direction. Also, aerodynamic loads at flight and on the launch pad were predicted for structural load analysis. The computed results will be used for mission analysis and structural analysis at the next design phase.

원통형 초음속 비행체 내열구조시험 기법 연구

이경용(Kyung-Yong Lee),김종환(Jong-Hwan Kim),이기범(Kee-Bhum Lee),정재권(Jae-Kwon Jung) 한국항공우주학회 2005 韓國航空宇宙學會誌 Vol.33 No.6

본 논문은 초음속 환경에서 운용되는 원통형 비행체가 비행중 경험하는 공력하중 및 공력가열 현상을 지상에서 유사하게 모사하기 위한 내열구조시험 기법 및 시험결과에 대하여 기술하였다. 시험 중 시험 구조물의 자세를 공중에서 제어하거나 시험 중지 중 시험구조물을 지지할 목적으로 스프링을 이용하는 특별한 자세제어장치가 설계되었다. 시험구조물에 공력하중과 열하중을 부가하기 위하여 유압식 외력하중부가 장비와 전기식 열부가 장비를 사용하였다. 특히, 복사방식의 수백 개 석영램프가 열부가장비에 응용되었으며, 이들을 이용하여 여러 가지의 열특성 시험조건이 해석조건과 유사하게 지상에서 성공적으로 구현되었다. 연구결과 본 내열구조강도시험기법은 외력 및 극심한 열하중에 노출된 원통형 구조물의 구조적 건전성을 실험적 방법에 의거 지상에서 검증하거나 설계 개선에 필요한 공학자료를 획득하는데 적합한 방법임이 입증되었다. This paper describes the structural strength test technique and the results for cylindrical supersonic vehicle subjected to both aerodynamic load and thermal load. The special positioning system using spring links was designed to float, support and restrain the test airframe during the test and the down-time. The hydraulic system and the electric heating system were utilized to apply the aerodynamic load and the thermal load to the test airframe together. Particularly, several hundreds of infrared quartz lamps were used for the heating system, and the thermal test conditions were successfully simulated. The test results showed that this kind of high temperature test is adequate to verify the structure integrity and produce useful engineering data which is necessary for the possible structural modification under thermal environments.