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- 저자 : 이형로(Hyungro Lee) (검색결과 4 건)
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강제조화운동을 이용한 SDM의 세로 및 방향 안정성 미계수 예측
이형로(Hyungro Lee),이승수(Seungsoo Lee),조창열(Chang-Yeol Joh) 한국항공우주학회 2012 韓國航空宇宙學會誌 Vol.40 No.11
본 논문에서는 SDM 형상의 세로와 방향의 안정성 미계수를 예측하였다. 피치와 요 방향에 대한 강제조화 진동운동을 이용하여 정적 및 동적 미계수를 한 번에 계산하였다. 계산은 비정상 해석을 위한 이중시간 적분법을 적용한 3차원 Euler 해석자를 사용하여 수행하였다. 본 연구에서는 마하수뿐만 아니라 다양한 운동 변수에 따른 미계수를 예측하였다. 예측된 결과는 이전에 발표된 수치적, 실험적 연구 결과들과 비교하여 검증하였다. This paper presents the computations of the longitudinal and directional stability derivatives for the SDM(Standard Dynamic Model). The static and dynamic derivatives are evaluated at once using forced harmonic oscillations in the pitch and yaw directions. For the numerical simulations, a 3-D Euler solver that uses a dual time stepping method for unsteady time accurate simulations is applied. This work investigates the variation of the derivatives in terms of the Mach number and the several motion parameters. Good agreement of the pitch and yaw stability derivatives with previously published numerical results and experimental results are observed.
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전산유체역학을 이용한 비행체의 피치와 롤 동안정 미계수 예측
이형로(Hyungro Lee),공효준(Hyojoon Gong),김범수(BeomSoo Kim),이승수(Seungsoo Lee) 한국항공우주학회 2012 韓國航空宇宙學會誌 Vol.40 No.5
본 논문에서는 전산유체역학을 이용하여 3차원 비행체 형상에 대한 동안정 미계수를 예측하였다. 피치에 대한 미계수는 피치방향의 조화진동운동을 통하여 계산하였고 롤 감쇠계수는 비관성 좌표계에 대한 정상해석을 통하여 계산하였다. 계산은 Basic Finner와 SDM 형상에 대해 수행했으며 다른 연구자의 실험적/수치적 결과와 비교하였다. 유동 계산을 위해 비관성 좌표계와 관성 좌표계에서 모두 사용할 수 있는 3차원 Euler 해석자를 개발하였다. 시간 정확성을 유지한 비정상 해석을 위해 이중시간적분법을 적용하였다. 동안정 미계수 계산 결과는 다른 수치 및 실험적 연구 결과들과 잘 일치하는 것을 알 수 있었다. This paper presents computations of the dynamic derivatives of three dimensional flight vehicle configurations using CFD. The pitch dynamic derivatives are computed from the pitch sinusoidal motion, while the roll damping is computed based on steady state calculation using a non-inertial frame method. The Basic Finner and the SDM(Standard Dynamic Model) are chosen for the benchmark tests against other numerical and experimental results. For the flow calculations, a 3-D Euler solver that can be run both on the non-inertial frame and on the inertial frame is developed. A dual-time stepping method is applied for the unsteady time accurate simulations. A good agreement of pitch-roll dynamic derivatives with previously published numerical results and the experimental results is observed.
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아음속 초음속 패널법을 이용한 항공기 안정성 미계수 예측
공효준(Hyojoon Gong),이형로(Hyungro Lee),김범수(Beom Soo Kim),이승수(Seungsoo Lee) 한국항공우주학회 2012 韓國航空宇宙學會誌 Vol.40 No.5
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. 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.
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