천음속 날개꼴의 효율적인 설계 최적화

조창열(Chang-Yeol Joh) 한국항공우주학회 1992 韓國航空宇宙學會誌 Vol.20 No.2

인공위성 추진시스템 관로내의 수격효과 해석

조창열(Chang-Yeol Joh),장영근(Young-Keun Chang) 한국항공우주학회 1999 韓國航空宇宙學會誌 Vol.27 No.1

NURBS 기반의 3차원 날개 공력 형상 설계최적화

조창열(Chang-Yeol Joh),이상경(Sang-Kyung Lee),김병수(Byung-Soo Kim),권장혁(Jang Hyuk Kwon),강인모(Inmo Kang) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.2

NURBS 기반의 3차원 날개 공력 설계최적화 시스템을 개발하였다. 이 시스템은 NURBS 기반의 날개형상 생성모듈, NURBS 기반의 격자생성 시스템, 비점성 오일러 유동해석, 수치최적화기법 등으로 구성되어 있다. 볼록포, 국부조정능력, 형상보존능력, 변화 감쇠 등 NURBS의 주요 특성으로 인하여 이 시스템은 높은 자유도를 가진 다양한 형상의 날개를 설계할 수 있게 되어 있다. 또한 시스템내의 모든 형상 요소들이 IGES의 형상정의에 표준으로 채택되고 있는 NURBS에 기반한 변수들을 사용하고 있으므로 설계된 형상자료는 일반 CAD 시스템으로 손실 없이 정확히 전달될 수 있는 장점이 있다. 개발된 설계과정을 천음속 날개의 공력 형상 설계에 적용하였으며 앞전 근처의 날개 위 표면의 삭감과 이로 인한 충격파 강도의 감소 및 웨이브항력의 감소를 뚜렷이 보여주는 등 적절한 설계 결과를 얻었다. An aerodynamic design optimization system for three-dimensional wings was developed based on NURBS(Non-uniform Rational B-Spline). The present system includes NURBS-based wing geometry generation module, NURBS-based grid generation system, inviscid Euler equations solver and numerical optimization algorithm. The properties of NURBS such as convex hull, local supporting, shape preserving and variation diminishing enable the present design system to generate various wing geometries with high degrees of freedom. Furthermore, the system can transfer geometry data accurately to any CAD system since all geometrical entities in the system involve the parametric based NURBS which is a standard for the geometry definition in IGES(Initial Graphics Exchange Specification). The application of the system to the drag reduction problem for transonic wing showed reasonable results where shock strength was considerably reduced by cut-off of upper surface near leading edge.

비행시험과 공력해석 모델의 보정을 통한 항공기 정압원 오차 수정

조창열(Chang-Yeol Joh),배승호(Seung-Ho Bae) 한국항공우주학회 1997 韓國航空宇宙學會誌 Vol.25 No.6

지면효과익기 날개에 대한 전산 공력 해석

조창열(Chang-Yeol Joh),김양준(Yang-Joon Kim) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.8

지면효과의 여러 현상을 Navier-Stokes 방정식을 이용하여 해석하고 공기역학적인 관점에서 그 결과를 분석하였다. 2차원 지면효과에 대해서는 이미지 와류에 의한 익형 표면의 압력변화, 두께의 영향, 지면효과의 비점성 유통 현상 등을 확인하였으며, 3차원 지면효과 로 익단와류 강도의 증가현상과 유효스팬 증가, 익단와류의 바깥 흐름현상 등을 확인하였다. 또한, 재래식 익형인 NACA 6409와 러시아의 WIG기 전용익형인 DHMTU 8-30에 대 해서 Irodov의 조건식을 사용하여 세로 정안정성을 해석하였다. 해석 결과, DHMTU 8-30 익형의 세로 정안정성이 NACA 6409 익형보다 훨씬 우수한 것으로 나타났다. 그러므로 DHMTU 8-30을 WIG기에 사용할 경우 NACA 6409에 비해 꼬리날개 부피비를 현저히 줄 일 수 있음을 확인하였다. Several notes on grow1d effects drawn from Navier-Stokes analyses and their aerodynamic interpretations were addressed here; For two-dimensional ground effect, the change of surface pressure due to image vortex, the venturi effect due to thickness and the primary inviscid flow phenomena of ground effect, and for three-dimensional ground effect, strengthened wing tip vortices, increased effective span and the outward drift of trailing vortices. Irodov’s criteria were evaluated to investigate the static longitudinal stability of conventional NACA 6409 and DHMTU 8-30 airfoils. The analysis results demonstrated superior static longitudinal stability of DHMTU 8-30 airfoil. The DHMTU airfoil has quite lower value of Irodov’s criterion than the conventional NACA airfoil, which requires much smaller tail volume to stabilize the whole WIG-craft at its design stage.

3차원 날개 공력설계를 위한 네트워크 분산 설계최적화

조창열(Chang-Yeol Joh),이상경(Sang-Kyung Lee) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.10

3차원 날개의 공력형상 설계최적화를 위한 설계최적화 시스템을 미래의 다분야 설계최적화 프레임워크의 일환으로 개발하였다. 이 설계최적화 시스템은 형상설계, 격자생성, 공력해석, 최적화의 4가지 모듈로 구성되어 있다. 모두 상용패키지를 배경으로 개발하였으며 내장된 스크립트와 저널링 기능을 사용하여 배치 모드에서 자동적으로 실행되도록 프로그램 하였다. Visual Basic 프로그램을 사용하여 네 모듈을 통합하여 자동화된 설계기능을 갖도록 하였다. 특히 계산시간이 많이 소요되는 공력해석을 위하여 네트워크 통신을 이용한 분산 환경을 구현하였다. 공력해석은 일반적인 영역분할방식의 병렬처리 대신에 전역최적화 기법인 반응표면법과 연계하여 분산처리 시켰다. 개발한 공력설계 시스템의 검증을 위하여 간단한 항력최소화 문제에 적용하였으며 그 결과 상당히 향상된 설계 효율성과 적절한 설계 결과를 보여주었다. An aerodynamic design optimization system for three-dimensional wing was developed as a part of the future MDO framework. The present design optimization system includes four modules such as geometry design, grid generation, flow solver and optimizer. All modules were based on commercial softwares and programmed to have automated execution capability in batch mode utilizing built-in script and journaling. The integration of all modules into the system was accomplished through programming using Visual Basic language. The distributed computational environment based on network communication was established to save computational time especially for time-consuming aerodynamic analyses. The distributed aerodynamic computations were performed in conjunction with the global optimization algorithm of response surface method, instead of using usual parallel computation based on domain decomposition. The application of the design system in the drag minimization problem demonstrated considerably enhanced efficiency of the design process while the final design showed reasonable results of reduced drag.

반응표면법을 이용한 지면효과익기 익형의 공력 설계최적화

김양준(Yang-Joon Kim),조창열(Chang-Yeol Joh) 한국항공우주학회 2005 韓國航空宇宙學會誌 Vol.33 No.5

세로 정안정성이 우수한 지면효과익기 익형을 최적설계하였다. NURBS 형상함수를 사용하여 형상을 설계하고 Navier-Stokes 해석을 통해 공력특성을 해석하였으며, 반응표면법을 사용하여 최적화하였다. 수치계산 효율성을 증대하고 상용 설계/해석 코드 기반의 자동화된 최적화를 위하여 네트워크 분산환경을 구현한 설계최적화 프레임워크를 사용하였다. 양력 최대화 설계 결과로서 기존의 DHMTU 익형과 유사한 안정성 특성을 가지며 양력특성이 개선된 익형을 얻었으며, 강화된 전방하중 특성과 후방의 반전된 캠버선이 특징적으로 나타났다. 이수 중의 피칭모멘트 변화폭이 감소된 익형도 설계하였으며, 전방하중 경향이 약화되고 양력도 약간 감소한 것으로 나타났다. 기존의 포텐셜 유동에 기반한 설계최적화 결과와 비교함으로써 실용적이며 실제로 구현 가능한 공력특성의 개선을 위해서는 반드시 점성을 고려해서 설계를 해야하며 다양한 익형을 생성시킬 수 있는 형상 설계 기능의 중요성을 확인하였다. Airfoils with improved longitudinal static stability were designed for a WIG craft through aerodynamic design optimization. The response surface method is coupled with NURBS-based shape functions and Navier-Stokes flow analysis. The procedure runs in the network-distributed design framework of commercial-code based automated design capability to enhance computational efficiency and robustness. Lift maximization design maintaining similar static margin to a DHMTU airfoil successfully produced a new airfoil shape characterized by pronounced front-loading and the well-known reflexed aft-camber line. Another airfoil design of lower variation in pitching moment during take-off showed weakened front-loaded characteristics and hence decreased lift slightly. Investigations using the present design methodology on an existing optimization result based on potential flow analysis and NACA-type geometry generation demonstrated significance of carrying various geometry generations and more realistic flow analysis with optimization.

NURBS(NonUniform Rational B-Spline)를 이용한 공력형상 설계최적화

문종윤(Jong-Yun Moon),조창열(Chang-Yeol Joh) 한국항공우주학회 2000 韓國航空宇宙學會誌 Vol.28 No.8

근사 원방 경계조건을 이용한 HAWT의 Navier-Stokes 유동해석

이철(Chul Lee),조창열(Chang-Yeol Joh) 한국항공우주학회 2008 韓國航空宇宙學會誌 Vol.36 No.6

Srinivasan 등이 제안한 용출-흡입 개념과 단순 운동량 이론을 응용한 근사 원방경계조건을 수평축 풍력터빈의 Navier-Stokes 유동장 해석에 적용하였다. 자연풍이 있는 풍력터빈에 대해서 반복적으로 근사 원방 경계조건을 적용하여 수치해를 구하였다. 원방경계 크기를 달리하여 근사 원방경계조건을 적용함으로써 수치해의 정확도 개선과 계산의 효율성을 분석하였다. 그 결과 본 경계조건의 적용은 전반적으로 해의 정확성을 개선시키며 원방경계의 크기가 작을수록 정확도의 개선효과는 증가하고 따라서 해석영역이 감소되어 계산 효율성이 증대된다. An approximate far-field boundary condition utilizing a source-sink idea for the rotor and the simple momentum theory were applied to the Navier-Stokes flow analysis around a horizontal-axis wind turbine. An iterative procedure was set up to apply this boundary condition to the flow with natural wind. Through computational tests for various distances of far-boundary, it was found that applying the approximate far-field boundary condition generally improves the accuracy of numerical solutions and computational efficiency. The solution becomes more accurate as the approximate boundary condition was applied to smaller far-field boundary.

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.