고양력장치 설계 최적화 및 풍동시험

이융교(Yung-Gyo Lee),김철완(Cheolwan Kim),조태환(Tae-Hwan Cho) 한국항공우주연구원 2010 항공우주기술 Vol.9 No.1

본 연구에서는 높은 양력을 얻기 위하여 플랩 형상 최적 설계를 시도하였다. 플랩 형태는 플랩 중에서 가장 효율이 좋은 파울러 플랩(fowler flap)이다. 플랩 설계는 최적화 기법을 활용하여 진행하였고 최적화의 초기 형상은 general aviation airfoil과 Wentz 등이 개발한 플랩이다. 최적화 방법으로는 반응면 기법 (Response Surface Method)이 사용되었으며, Hicks-Henne 형상함수가 사용되었고, GA(W)-1 익형과 fowler flap이 조합된 형상의 유동장에 대하여 Navier-Stokes 해석을 수행하였다. 상용 최적화 프로그램인 Visual-Doc, 격자 생성 프로그램인 Gambit/Tgrid, 그리고 유동해석에는 Fluent를 이용하였다. 플랩의 윗면 형상과 gap에 대한 최적화를 수행하여 착륙조건에서의 양력이 증가하였다. 초기 형상과 최적화된 형상의 공력특성 변화를 관찰하기 위하여 항우연의 1m 풍동에서 시험을 수행하였다. 최적화된 형상은 대체로 예측치와 비슷한 경향을 보이나, 이른 실속이 관찰되었다. 또한, 날개와 플랩 간의 간격을 설계치보다 좁혀 줌으로써 양력특성이 향상됨을 알 수 있었는데, 이는 설계시 사용된 난류 모델의 영향이라 판단된다. In the present paper, a flap was optimized to maximize the lift. A 2-element fowler flap system was utilized for optimization with an initial shape of general aviation airfoil and a flap shape designed by Wentz. Response surface method and Hicks-Henne shape function were implemented for optimization. 2-D Navier-Stokes method was used to solve flow field around a GA(W)-1 airfoil with a fowler flap. Commercial programs including Visual-Doc, Gambit/Tgrid and Fluent were used. Upper surface shape and the flap gap were optimized and lift for landing condition was improved considerably. The original and optimized flaps were tested in the KARI's 1-m low speed wind tunnel to examine changes in aerodynamic characteristics. For optimized flap tests, the similar trend to prediction could be seen but stall angle of attack was lower than what was expected. Also, less gap than optimized design delayed stall and produced better lift characteristics. This is believed to be the effect of turbulence model.

지상 및 비행 시험을 통한 플랩의 힌지 모멘트 추정

고명균(Myung-Gyun Ko) 한국항공우주학회 2018 한국항공우주학회지 Vol.46 No.6

본 논문에서는 항공기 플랩 운용조건에 따라 변하는 플랩의 힌지 모멘트를 추정하는 실제적인 방법을 소개하였다. 플랩의 설계를 위하여 구조 하중해석과 풍동시험으로 산출한힌지 모멘트를 실제 비행 힌지 모멘트와 비교할 수 있었으며, 플랩 구조의 정적 안전성을 확인할 수 있었다. 이를 위해서 두 개의 변형률게이지를 플랩 힌지에 장착하였으며, 항공기 하중 모니터링 탑재장비를 사용하였다. 지상 시험을 통해서 힌지의 변형률과 모멘트의 상관관계를 해석해와 유한요소해석으로 교정하였다. 비행 시험에서는 플랩 처짐 각도 및 속도와 함께 변형률 신호를 기록하였다. 최종적으로, 계측한 변형률을 해석해와 유한요소해석으로 교정함으로서 비행 힌지 모멘트를 추정할 수 있었다. In this paper, a practical method of estimating the flap hinge moments which change according to the aircraft flap operations was introduced. For the flap design, the hinge moment derived by structural load analysis and wind tunnel tests was able to be compared with the real flight hinge moment, and the static safety of the flap structure could be verified though this comparison. In order to perform the tests, two strain gauges were installed on the flap hinge and an onboard device for aircraft load monitoring was utilized. Through the ground test, the correlation between the strain and the moment of the flap hinge was calibrated with analytic and finite element analysis. During the flight test, strain signals together with the flap deflection angles and airspeed were recorded. Finally, the flight hinge moments could be predicted by the measured strain which was calibrated with the analytic and the finite element analysis.

Trailing Edge Flap Track 개념 설계를 위한 Kinematic Analysis

최종민,박영민,정진덕 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4

항공기 설계 단계에서 고양력장치는 고도의 기술과 경험이 요구되는 핵심적인 기술이다. 주로 중단거리 노선에 투입되는 100인승급 중형항공기의 경우 이착륙 거리가 짧을수록 접근 가능한 공항을 많이 확보할 수 있기 때문에 이착륙 거리에 큰 영향을 미치는 고양력장치는 필수적이라고 할 수 있다. 본 논문에서는 Single-slotted Fowler Flap Track의 개념 설계를 위해 다양한 종류의 Flap의 특징 및 기본 메커니즘을 분석하고, Boeing과 Airbus 항공기들에 장착된 Flap을 검토하였다. 이를 토대로 CATIA V5를 이용하여 Flap을 모델링하였고, 동급 터보프롭 항공기의 Fowlering motion을 참고하여 3차원 Conical fowlering motion에 대한 Kinematic Analysis를 수행하였다. The High Lift Device is a key technology required experience and technic for Aircraft Design. Because the HLD has a great effect on the take-off/landing distance, Regional Aircraft that has a range of short to medium-haul can retain accessible airports much more if the take-off/landing distance are short. In this paper, kinematic analysis for the Single-slotted fowler flap track is studied. For this purpose, the characteristics of flap and its basic mechanism are described. And flap of aircrafts, especially Boeing and Airbus are reviewed. On the base of the results, flap is modeled using CATIA V5. The 3D kinematic analysis of conical fowlering motion in the Single-slotted fowler flap track is studied with reference fowlering motion of a similar Turboprop aircraft.

Girney 플랩과 제트 플랩을 혼용한 유동제어 기법에 관한 수치적 연구

최성윤(Sung-Yoon Choi),권오준(Oh Joon Kwon) 한국항공우주학회 2007 한국항공우주학회지 Vol.35 No.7

본 연구에서는 NACA 0012 익형 주위의 비교적 높은 레이놀즈수 유동장에 대한 Gurney 플랩과 제트 플랩을 혼용한 유동제어 기법의 유동제어 특성에 대하여 비정렬 격자계를 사용하는 수치적 기법을 이용하여 살펴보았다. 혼합제어 기법의 유동제어 특성을 파악하기 위하여 유동제어에 따른 공력계수 및 모멘트 계수의 변화를 혼합제어 기법을 구성하는 각각의 유동제어 기법들의 결과들과 비교하여 살펴보았다. 혼합제어 기법의 경우 제트 플랩만을 고려한 경우에 비하여 상당히 낮은 무차원 세기의 제트를 이용하여도 유사한 양력 향상 특성을 획득할 수 있었으며, Gurney 플랩만을 이용한 경우에 나타나는 항력의 증가를 완화시켜 주었다. The flow control effect of blending Gurney flap with jet flap for flow around an NACA 0012 airfoil was numerically investigated through parameter variation of each flow control mechanism on unstructured meshes. The aerodynamic force and moment variations due to flow control were examined, and the results were compared between the blending control and each individual flow control. The results showed that the blending control required less energy input to achieve the same level of lift increment than that of the jet flap, and at the same time alleviated drag increment caused by introducing the Gurney flap.

초음속 조건의 플랩을 장착한 Busemann Biplane의 플랩 길이와 각도 변화에 따른 양항비 성능 비교

태명식(Myungsik Tai),손찬규(Chankyu Son),오세종(Sejong Oh) 한국전산유체공학회 2013 한국전산유체공학회지 Vol.18 No.3

The supersonic airplane with flapped biplane, Busemann biplane equipped flap, is superior to drag and noise reduction due to wave cancelation effect between upper and lower airfoils. In this study, it is numerically calculated and analyzed the lift, drag and lift to drag ratio of flapped biplane with respect to various the length and angle of the flap. Euler solver of EDISON CFD, web based computational fluid dynamic solver for the purpose of education, is employed. Depending on the length of the flap, lift and drag increase linearly, and there exists the optimum flap angle which maximize the lift-to-drag ratio at the freestream mach 2.0 on-design condition. The predictable relational expression is driven as liner equation. As a results of comparison with drag of flapped biplane, Busemann biplane, and diamond airfoil with the same lift, the drag of flapped biplane is 88.76% lower than that of the Busemann biplane and 70.67% lower than that of the diamond airfoil. In addition, the change of pressure is compared to confirm the noise reduction effect of flapped biplane at h/c=5 of lower airfoil. The shock strength of flapped biplane is smaller than that of other airfoils.

고속 운영시 탄성변형 감소를 위한 Active Gurney Flap 작동기 설계 변경

김태주,김도형,기영중,백승길 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

간단한 모드 시험을 통해 거니플랩의 플랩방향 , 1차 모드 주파수가 해석을 통해 예측한 값보다 낮아 고속 운영 시 거니플랩에 탄성변형이 발생함을 확인하고 그 원인이 힌지 경계조건임을 확인하였다. 이에 따라 설계 요구조건인 최대 35Hz의 운영 속도에서 탄성변형이 최소화 되도록, AGF 작동기의 고유진동수 증가를 위한 설계 변경을 수행하였다. 회전 베어링을 황동 부싱으로 교체하여 힌지 영역의 유격을 최소화 하였으며, 거니플랩 형상 변경을 통해 고유진동수를 증가시켰다. 형상 변경된 거니플랩을 적용한 AGF 작동기의 형상 요구도 만족을 위해 거니플랩 외의 다른 구성품의 사이징을 수정하였다. 설계 변경된 AGF 작동기에 대해서는 시험 및 해석을 통해 고유진동수의 증가 여부를 확인하였다. The first flap-wise modal frequency of Gurney Flap was lower than the prediction and elastic deformation was resulted at high speed operation condition and hinge boundary condition was identified as its cause through the simple modal test. Design modification for increasing natural frequency was conducted for minimizing the elastic deformation at maximum 35Hz operating condition which is the design requirement condition. Brass bushing was applied instead of rotating bearing to minimize free play and a gurney flap design modification was conducted to increase of the natural frequency. And sizing control of other components were conducted to satisfy the configuration requirement of the active gurney flap actuator. Test and analysis were performed to verify modal frequency increases of modified Active Gurney Flap Actuator design.

탄성 변형을 고려한 능동 거니 플랩의 동특성 해석

기영중,김도형,김덕관 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4

본 논문에서는 헬리콥터 로터 시스템의 진동과 소음을 저감시키기 위해 개발이 진행 중인 능동 거니 플랩(AGF, Active Gurney Flap)에 대해 유한요소해석을 이용하여 수행된 동특성 해석결과를 소개하였다. 거니플랩은 블레이드 뒷전(T/E, Trailing Edge) 부위에 위치하며, 블레이드 하부 표면에 공기흐름의 수직방향으로 장착된다. 거니플랩 조립체는 전기모터와 기계식 링키지 및 플랩 등의 부품들로 구성되어 NACA23012 블레이드 내부에 장착되며, 고정된 프레임에서의 4/rev 진동 성분을 감소시키기 위해 3~5/rev 범위로 능동적인 제어가 필요하다. 따라서 로터의 회전에 의한 원심력과 이에 따른 탄성 변형을 고려한 상황에서 거니 플랩의 동적 가진에 의한 응답특성을 검토하였으며, 이를 위해 외연적 시간적분법(explicit time integration method)을 이용하였다. In this study, the finite element analyses were carried out to investigate dynamic characteristics of AGF(Active Gurney flap) which is developed to reduce vibration and noise of the helicopter rotor systems. Gurney flap is a kind of small flat plate, mounted normal to the lower surface of the airfoil near to trailing edge. A brushless motor, mechanical linkages and flap parts were integrated into the NACA23012 airfoil blade, and 3~5/rev control was given to the active flap for reduction of the 4/rev in the fixed frame. Thus, an explicit time integration scheme was adopted to estimate dynamic displacements of Gurney flap with considering the centrifugal force and elastic deformation due to the rotor rotation.

형상기억합금 작동기로 구동되는 두 개 플랩 진동 운동 동시 제어

강우람,이인,이덕주 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

본 연구에서는 형상기억합금 작동기로 구동되는 두 개의 플랩을 가진 날개 모델이 제작되었다. 플랩 움직임의 피드백 신호 위해 홀센서가 사용되었고 정확한 플랩 각 및 입력 시그널에 제어하기 위해 센서보정을 수행하였다. 그리고 두 플랩이 반주기 위상차를 가지고 주기적으로 진동하는 동시 제어 실험을 수행하였다. 그 결과, 불연속적인 신호인 사각파에 대해서는 명령 값에 수렴하는데 지연되는 현상이 있었으나 삼각파나 사인파와 같은 연속적인 신호에 대해서는 큰 지연 현상 없이 제어되는 것을 알 수 있었다. 이를 통해 형상기억합금 작동기로 구동되는 다 수의 플랩을 능동형 와류 발생기로 사용될 수 있는 가능성을 확인하였다. In this paper, a wing model with two flaps actuated by Shape Memory Alloy(SMA) wires is developed. The Hall-effect sensors are implemented to detect the flap movements, and the sensors are calibrated to control the flap deflection angles and periodic input commands accurately. Simultaneous control are performed to test the oscillating motion of the two flaps which has half-period phase difference. As a result, the desired positions aree achieved at the continuous input commands as triangular and sine waves, whereas the time is delayed to converge at the discontinuous input commands as rectangular waves. The results show the usability of multi-flaps actuated by SMA wires for active vortex generator.

헬리콥터 진동제어용 지능형 능동뒷전 플랩의 회전시험을 위한 설계의 개선

강정표,은원종,임재훈,신상준 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.4

본 연구에서는 압전재료 작동기(Piezoelectric actuator)에 기반한 지능형 뒷전 플랩의 고차조화제어를 통하여 로터 블레이드의 진동 하중 감소를 구현하기 위해 구동부 시제품을 제작/시험하였다. 하지만, 정적시험에서 이전 설계에서 선정된 APA 200M 작동기로는 목표 플랩 변위값(±4°)을 획득할 수 없었으며, 이에 본 논문에서는 정적시험 및 동적(회전)시험에서도 목표 플랩 변위값을 획득하기 위한 작동기 재선정 및 플랩 연결 메커니즘의 설계를 수정/보완하고자 하였다. In this research, we manufactured, and tested the protype of flap-driven mechanism in order to realize vibration load reduction of the rotor blade by an active trailing-edge flap which is based on piezoelectric actuator. However, it turned out that the target value of the flap deflection angle was not accomplished in the previous design. Therefore the flap driving mechanism was amended. A new piezoelectric actuator was selected to achieve the target value of flap deflection angle in both static test and non-rotating dynamic test situations.

NACA OOXX 익형에 대한 Gurney 플랩의 영향

유능수 江原大學校 産業技術硏究所 2002 産業技術硏究 Vol.22 No.A

The objective of this study is to provide the quantitative and qualitative computational data about the aerodynamic performance of Gurney flap on NACA OOXX airfoils and to show the optimum Gurney flap height for each airfoil. The test was peformed on 7 different airfoils from NACA 0006 to NACAO024, which have a 3% chord(=c) thickness interval. For every NACA OOXX airfoil, Gurney flap heights were changed by 0.5% or 0.25% chord interval from 0 to 2.0%c to study their effects. The aerodynamic characteristics of clean and Gurney flap airfoil were compared, and the influences of Gurney flap on each airfoil were compared. As a CFD (Computational Fluid Dynamics) solver, FLUENT, based on Navier-Stokes code, was used to calculate the flow field around the airfoil. The fully-turbulent results were obtained using the standard k-ε two-equation turbulence model. The test results showed that Gurney flap increased the lift coefficient much more than the drag coefficient over a certain range of the lift coefficient, so the lift-to-drag ratio, which is the important index of airfoil performance, was increased. Based on the test results, the relationship between the airfoil thickness and the optimum Gurney flap heights was suggested.