아음속 초음속 패널법을 이용한 항공기 안정성 미계수 예측

국문 초록 (Abstract)

아음속-초음속 패널법(panel method)을 이용하여 항공기의 정적 안정성 미계수와 동적 안정성 미계수 및 조종미계수를 예측할 수 있는 프로그램을 개발하였다. 사용된 코드는 아음속-초음속 소스(source)와 말굽 와류(elementary horse shoe vortex)의 분포를 사용하고, 그 분포의 크기는 얇은 물체 근사(thin body approximation)을 적용하여 간략히 한 경계조건을 이용하여 계산하였다. 항공기에 부착된 물체 좌표계에서 준정상(quasi-steady) 해석을 통해서 항공기 3축의 댐핑 계수를 예측하였다. 개발된 코드는 삼각날개(delta-wing)의 중립점(neutral point), 롤, 피치 댐핑 계수의 이론치와 비교하여 검증하였다. 마지막으로 F-18의 정적, 동적 안정성 미계수와 조종 미계수를 풍동 시험치와 계산치에 비교하여 개발한 코드의 정확성과 유용성을 확인하였다.

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

A computer program that can estimate static, dynamic stability and control derivatives using a subsonic-supersonic panel method is developed. The panel method uses subsonic-supersonic source and elementary horse shoe vortex distributions, and their strengths are determined by solving the boundary condition approximated with a thin body assumption. In addition, quasi-steady analysis on the body fixed coordinate system allows the estimation of damping coefficients of aircraft 3 axes. The code is validated by comparing the neutral point, roll and pitch damping of delta wings with published analysis results. Finally, the static, dynamic stability and control derivatives of F-18 are compared with experimental data as well as other numerical results to show the accuracy and the usefulness of the code.

목차 (Table of Contents)

• ABSTRACT
• 초록
• Ⅰ. 서론
• Ⅱ. 패널법
• Ⅲ. 삼각날개 미계수 예측
• Ⅳ. 항공기 미계수 예측
• Ⅴ. 결론
• 후기
• 참고문헌

참고문헌 (Reference)

1 J. Katz, "Low-Speed Aerodynamics" Cambridge University Press 2011

2 C. E. Brown, "Damping in Pitch and Roll of Triangular Wings at Supersonic Speeds" NACA 1947

3 J. Kay, "Control Authority Issues in Aircraft Conceptual Design: Critical Conditions, Estimation Methodology, Spreadsheet Assessment, Trim and Bibliography"

4 H. Schlichting, "Aerodynamics of the Airplane" McGraw-Hill 302-303, 1979

5 H. Ashley, "Aerodynamics of Wings and Bodies" Dover Publications, Inc. 1965