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와류 발생 장치와 매개 변수 기법을 이용한 항공기 최적 설계
이준석,김은사,김종암 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.11
본 연구에서는 유동 박리와 실속 현상을 억제하는 와류 발생 장치를 이용하여, 항공기 동체-날개 연결 부분에서 발생하는 junction vortex를 제거하고자 하였다. 항공기 날개 윗면과 동체에 와류 발생 장치를 설치하였으며, 파라메트릭 스터디를 바탕으로 와류 발생 장치의 형상과 위치에 대한 최적 설계를 수행하였다. 특히 와류 발생 장치를 독립적으로 고려하여 디자인을 통한 유동 특성의 향상 효과를 극대화하고자 하였으며, 매개 변수 기법을 이용한 기울기 기반의 최적 설계 기법을 적용하여 15개의 많은 변수를 다룰 수 있도록 하였다. 최적 설계 결과, 항공기의 양항비가 5% 이상 증가하였고 junction vortex의 크기 및 세기 또한 감소하였다. To eliminate detrimental phenomena of junction vortex, this study dealt with an installation of the vortex generator on the wing surface and the body surface. A design optimization of vortex generator was also conducted by using results of the parametric study for the position of the vortex generator as a baseline. Because this design needed many design variables to consider each vortex generator individually, adjoint based sensitivity analysis for the gradient based design optimization was adopted. As a result, lift-to-drag ratio of the target aircraft was increased over 5%, and the junction vortex was also weakened.
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곽남혁(Namhyeok Kwak),최해천(Haecheon Choi) 대한기계학회 2009 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2009 No.11
When an appendage like a wing or fin is attached on the main body, horseshoe vortices are formed at the junction between the appendage and body. This vortical structure is known to increase drag force and heat transfer. Thus, controlling this horseshoe vortex is an important issue in many engineering system. On the other hand, most nature’s wings and fins have leading-edge fillets (LEF) and they are known to be one of the devices to control the horseshoe vortices. Therefore, in the present study, we measure the drag forces of Rood wing (3:2 elliptical nose with NACA0020 tail joined at maximum thickness) mounted on a flat plate, with and without LEF at Re = 100,000 ~ 150,000 based on the maximum thickness of wing and free stream velocity. We consider total 25 different LEFs: 14 pyramid LEFs and 11 curved LEFs, respectively. The height and length of the LEF are varied according to the boundary layer thickness. In the present parametric study, we obtain maximum 7% drag reduction by LEF.
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전역 최적 설계 기법을 이용한 와류 발생 장치의 최적 설계 연구
김은사,김종암 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4
본 논문에서는 날개-동체 구조의 항공기에서 발생하는 정션 볼텍스를 제거하기 위하여, 유동 제어 장치 중 하나인 와류 발생 장치를 최적 설계하는 연구를 수행하였다. 특히 설계 결과를 통해 날개 윗면에 설치하는 와류 발생 장치의 개수에 대한 영향을 살펴보고자 하였고, 이를 위해서는 와류 발생 장치를 설계 변수로 고려해야 하기 때문에 전역적 설계 방법을 사용하였다. 와류 발생 장치의 경우, 와류 발생 장치의 수학적 모델을 적용하여 유동 해석을 수행하였다. 목적 함수로는 양항비를 채택하여 최적 설계를 수행하였고, 그 결과 정션 볼텍스를 상당 부분 제거하였으며 양항비가 약 2% 증가하여 항공기의 성능이 향상되었다. 또한 와류 발생 장치의 설치 개수가 성능에 미치는 영향을 분석하였다. For the purpose of removing the junction vortex on DLR-F6 wing-body configuration, a study on design optimization of the vortex generator was conducted. In particular, to investigate effects of the number of vortex generators installed on wing upper, the global optimization method, which can consider the number of VGs as design variable, was adopted. For flow analysis on VGs, VG source term model was used, which is more efficient than full gridded analysis. Through the design optimization, the shrinkage of junction vortex was verified and the aircraft performance, which can be indicated by the ratio of lift to drag, was increased over 2%. The importance of the number of vortex generator on design performance was also examined.
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항공기 Junction Vortex 제어를 위한 Vortex Generator 최적 설계 연구
이준석(J. Yi),김은사(E. Kim),김종암(C. Kim) 한국전산유체공학회 2013 한국전산유체공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5
A vortex located in a junction of wing-body configuration decreases the overall performance and stability of an aircraft. To eliminate this detrimental phenomenon, this study dealt with an installation of the vortex generator on the wing surface and the body surface, and the parametric study for the position of the vortex generator was performed. By adopting the results of this parametric study, a design optimization of vortex generator was also conducted. Because this design included a large number of design variables to consider each vortex generator individually, adjoint based sensitivity analysis for the gradient based design optimization was adopted. As a result, the aerodynamic performance of the target aircraft was substantially over 5%, and the junction vortex was shrunk and weakened enough.
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