천음속 비행영역에서 하중제한 초과 방지를 위한 증분형 동적 모델역변환 제어 연구

진태범,김종섭,고기옥,김병수 항공우주시스템공학회 2021 항공우주시스템공학회지 Vol.15 No.5

Modern aircraft fighters improve the maneuverability and performance with the RSS (Relaxed Static Stability) concept and therefore these aircrafts are susceptible to abrupt pitch-up in the transonic and moderate Angle-of-Attack (AoA) flight region where the shock wave is formed and the mean aerodynamic center is moved forward during deceleration. Also, the modeling of the aircraft flying in this flight region is very difficult due to complex flow filed and unpredictable dynamic characteristics and the model-based control design technique does not fully cover this problem. In this paper, we analyzed the performance of the TPMC (Transonic Pitching Moment Compensation) control based on the model-based IDI (Incremental Dynamic Inversion) and the Hybrid IDI based on the model and sensor based IDI during the SDT (Slow Down Turn) in transonic region. As the result, the Hybrid IDI had quicker response and the same maximum g suppression performance and provided the predictable flying qualities compared to the TPMC control. The Hybrid IDI improved the performance of the Over-G protection controller in the transonic and moderate AoA region 현대 전투기는 정안정성 완화 개념을 적용하여 기동성과 성능을 향상시키는데, 천음속 비행영역에서는 충격파 형성과 더불어 감속기동 중 발생하는 공력중심 전방이동 현상에 의해 갑작스런 기수 들림이 발생하는 경향을 갖는다. 또한 천음속 중간 받음각 비행영역은 항공기 모델링이 어려워 모델 기반의 제어 방식은 이 문제를 해결하는데 한계를 갖는다. 이번 논문에서는 초음속 경전투기 모델을 이용하여 천음속 영역에서 감속선회 기동 중 모델 기반 증분형 동적 모델역변환 방식의 천음속 피칭모멘트 보상 제어(TPMC)와 모델과 센서를 기반으로 하는 Hybrid 증분형 동적모델 역변환(IDI) 제어의 성능을 분석하였다. 분석 결과, Hybrid 증분형 동적모델 역변환 제어는 천음속 피칭모멘트 보상 제어에 비해 빠른 초기 반응과 동등한 최대 수직가속도 제한 성능을 가지면서 조종사가 예측 가능한 비행성을 제공하여 천음속 중간 받음각 비행영역에서 하중제한 초과 방지 제어기의 성능을 크게 개선하였다.

충격파관 내 천음속 날개 유동에 관한 실험적 연구

이동원(Dongwon LEE),권진경(Jinkyung KWON),김태욱(Taewook KIM),김병지(Byungji KIM),권순범(Soonbum KWON) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.2

충격파관을 이용하여 NACA와 이중쐐기 날개 주변의 천음속 유동에 대한 실험적 연구가 수행되었다. 벽면효과와 반사충격파의 영향을 최소화하기 위해 슬랏벽과 챔버를 가지는 실험부가 설계되었으며 이를 통해 충격과관을 비교적 높은 레이놀즈수의 천음속 유동을 발생시키는 간단하고 경제적인 풍동장치로 이용하고자 하였다. 열기류 마하수 0.80~0.84, 레이놀즈수 약 1.2×10? 받음각 0°와 2°의 유통 조건에서의 천음속 날개 유동은 새도우그 래프법에 의해 가시화되었다. 날개 주변의 충격파 분포는 기존의 일반 천음속 풍동 실험의 결과와 비교되었다. 실험결과는 본 실험에 사용된 충격파관은 실험 마하수 범위와 날개에 대해 천음속 풍동으로서의 유효한 성능 특성을 나타내었다. An experimental study of the transonic flows over NACA and double wedge airfoils was conducted with a shock tube. The configuration of test section with a slotted wall and chamber was designed and tested to minimize wall and reflected shock wave effects and use the shock tube as simple and less costly wind tunnel generating the relatively high Reynolds numbers transonic flow. Transonic airfoil flows at hot gas Mach numbers of 0.80~0.84, Reynolds number of about 1.2×10? on airfoil chord length and angles of attack of 0° and 2° were visualized with the shadow graph method. The shock wave profiles on the airfoils were compared with the corresponding results from the conventional transonic wind tunnel tests. The experimental results showed that present shock tube exhibited the proper performance characteristics as transonic wind tunnel for tested Mach number range and airfoils.

점근해석을 이용한 확대형 채널 내의 천음속 예혼합 연소에 관한 연구

이장창(Jang-Chang Lee) 한국항공우주학회 2005 韓國航空宇宙學會誌 Vol.33 No.8

확대형 채널 내의 정상 천음속 희박 예혼합 연소에 대해 점근해석을 이용하여 연구하였다. 이 모델은 근음속의 유동 속도와 일직선 채널로부터 벗어난 작은 형상변화 그리고 1단 1차 Arrhenius 화학 반응율에 의한 적은 열 방출 사이에서 일어나는 비선형 상호작용에 대하여 탐구하였다. 반응유체 유동은 연소 가스의 질량 분율을 계산하는 상미분 방정식과 연계된 비균질 천음속 미교란 방정식(TSD)을 사용하여 묘사하였다. 또한 점근해석으로부터 반응유체 유동 문제를 지배하는 상사 파라미터들을 유도하였다. 수치 결과들은 대류와 화학반응 그리고 형상효과 사이에 일어나는 복잡한 비선형 상호작용과 유동에 미치는 이것의 영향 등이 잘 나타나 있다. A steady transonic dilute premixed combustion in a diverging channel is investigated by using asymptotic analysis. This model explores the nonlinear interactions between the near-sonic speed of the flow, the small changes in geometry from a straight channel, and the small heat release due to the one-step first-order Arrhenius chemical reaction. The reactive flow is described by a nonhomogeneous transonic small-disturbance (TSD) equation coupled with an ordinary differential equation for the calculation of the reactant mass fraction in the combustible gas. Also the asymptotic analysis reveals the similarity parameters that govern the reacting flow problem. The results show the complicated nonlinear interaction between the convection, reaction, and geometry effects and its effect on the flow behavior.

신규 건설 ADD 천음속풍동 소개 및 AGARD 표준모형 공력계수 비교

서경원(Kyugnwon Seo),이종건(Jong Geon Lee),신성범(Seongbeom Shin),한상현(Sang Hyun Han),박금용(Keum Yong Park),김영준(Young Jun Kim),김남균(Namgyun Kim),진현(Hyeon Jin) 한국항공우주학회 2020 韓國航空宇宙學會誌 Vol.48 No.2

본 논문에서는 국방과학연구소에서 신규 건설한 천음속풍동을 소개하고 성능에 대하여 기술하였다. 천음속풍동은 인젝터구동(Injection Driven), 폐회로(Closed Circuit) 방식의 풍동으로 시험부 크기가 가로, 세로 각각 1.5m이다. 마하수는 0.3에서 1.2까지 연속적으로 변화가능하며, 노즐을 교체하여 마하수 1.4 실험이 가능하다. 풍동의 전압력(Total Pressure)을 100kPa에서 550kPa까지 변화시킬 수 있으며, 그에 따라 레이놀즈수(Reynolds Number)를 크게 변화시켜 실험을 수행할 수 있다. 풍동의 성능을 검증하기 위하여 AGARD-B 표준모형을 이용하여 6분력 공력계수 측정 실험을 수행하였으며, 그 결과를 국과연 삼중음속풍동 및 세계 여러 풍동의 실험결과와 비교 분석하였다. A high Reynolds number transonic wind tunnel has been built in 2018 at Agency for Defense Development(ADD). The tunnel has a closed circuit with a 1.5m×1.5m test section and is injection driven from a 140bar air supply system. The Mach number range is 0.3–1.2 with a conventional contracting nozzle and 1.4 with a convergent-divergent contraction. The stagnation pressure range is 100-550kPa at the lowest Mach number. An AGARD-B standard model is tested in the transonic wind tunnel to obtain 6-DOF aerodynamic coefficients. The results are compared with those obtained from ADD trisonic wind tunnel and others. We verify that the transonic wind tunnel become available to develop an aircraft from the testing results.

마찰 감쇠를 고려한 에어포일의 천음속 공탄석 해석

유재한(Jaehan Yoo),이인(In Lee) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.11

마찰 감쇠가 있는 공탄성 해석을 위하여, 연계 시간 적분법을 사용하여 아음속/천음속영역에서 공탄성 응답을 구하였다. 양력면에 발생하는 충격파에 의한 공기역학적 비선형성을 고려하기 위하여 동위상 주기 경계 조건이 적용된 미소교란 방정식을 비정상 공기력 계산에 적용하였다. 변위 종속적인 마찰 감쇠기가 있는 2차원 에어포일 시스템에 대하여 플러터 경계에 대한 수직력의 기울기와 마하수의 영향을 살펴보았다. For the aeroelastic analysis of a wing with friction damping, coupled time integration method was used to obtain time responses in the subsonic and transonic regions. To take into account aerodynamic nonlinearity induced by shock wave on the lifting surface, transonic small disturbance equation with in-phase periodic boundary condition was used for unsteady aerodynamic calculation. For 2-DOF airfoil system with displace-dependent friction dampers, the effects of normal load slope and Mach number on flutter boundary were investigated.

조종면 유격이 있는 날개의 아음속 및 천음속에서의 비선형 공탄성 해석

김경석(Kyung-Seok Kim),김종윤(Jong-Yun Kim),유재한(Jae-Han Yoo),배재성(Jae-Sung Bae),이인(In Lee) 한국항공우주학회 2007 韓國航空宇宙學會誌 Vol.35 No.4

본 연구에서는 조종면이 있는 날개에 유격 비선형을 고려한 공탄성 해석을 수행하였다. 천음속에서 충격파와 같은 공기력 비선형성을 고려하기 위하여 천음속미소교란 방정식을 이용하여 비정상 공기력 해석을 수행하였다. 구조 비선형 모델의 모드 접근법을 적용하기 위하여 가상질량법을 적용하였다. 비선형 공탄성 방정식의 시간 응답을 얻기 위하여 연계시간 적분법을 적용하였다. 이러한 방법들을 통하여 유격 비선형성과 공기력 비선형성을 동시에 고려할 수 있는 효율적인 공탄성 해석을 수행하였다. 해석모델은 조종면이 있는 3차원 날개를 선택하였다. 아음속 및 천음속 영역에서 구조 비선형을 고려한 공탄성 해석을 통하여, 공기력 비선형성, 초기 조종면 진폭의 영향과 유격크기가 공탄성 특성에 미치는 영향을 살펴보았다. The aeroelastic characteristics of a wing with control surface freeplay are investigated The transonic small disturbance equation is used for unsteady aerodynamic forces in subsonic/transonic region. The fictitious mass method is introduced to apply a modal approach to nonlinear structural models. Nonlinear aeroelastic time responses are calculated by the coupled time integration method. Using these methods, an efficient aeroelastic analysis is achieved for aerodynamic and structural nonlinearities simultaneously. The effects of the aerodynamic nonlinearity, initial flap amplitude, and freeplay magnitude in aeroelastic characteristics are investigated in this study.

Wide Chord 팬에서 Stacking Line이 공력 성능에 미치는 영향

마상범(Sang-Bum Ma),김광용(Kwang-Yong Kim),이원석(Wonsuk Lee),최재호(Jaeho Choi),김용련(Yeong-Ryeon Kim) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5

본 연구에서는 다단 천음속 Wide Chord 팬 첫 단 동익에서의 Stacking Line이 공력 성능에 미치는 영향에 대한 수치적 연구가 수행되었다. 천음속 Wide Chord 팬의 유동장을 해석하기 위해 3차원 Reynolds-averaged Navier-Stokes 방정식과 SST Reattachment Modification 난류모델을 사용하였다. 계산영역은 회전방향으로 주기조건을 부여하여 단일 유로로 구성하였고, 정렬 격자계를 사용하여 격자계를 구성하였으며 격자의존성 테스트를 통하여 최적의 격자수를 선정하였다. Stacking Line은 기준 형상의 동익 전연부 팁 부분을 기준으로 회전 방향 혹은 회전반대 방향으로 설정하였고, 각 형상의 설계 회전 속도와 탈설계 회전 속도에서 공력 성능을 기준모델의 성능과 비교분석하였다. In this research, an investigation on aerodynamic performance of a multi-stage transonic wide chord fan with various stacking lines has been conducted. To analyze fluid flow in the transonic wide chord fan, three-dimensional Reynolds-averaged Navier-Stokes equations with SST Reattachment Modification turbulence model were used as governing equations. A passage of the transonic wide chord fan was used to construct computational domain and the optimal grid system was selected through a grid dependency test. The stacking line of first rotor was set to forward or backward toward rotation axis at tip leading edge, and the aerodynamic performances of these models were compared with that of the reference model at design and off-design speeds.

천음속 압축기 동익의 정상 및 비정상 공력특성 비교

김동현(Donghyun Kim),김귀순(Kuisoon Kim),손창민(Changmin Son) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

가스터빈 엔진의 핵심 구성품인 축류 압축기의 내부 유동장은 팁 누설 유동 및 이차 유동 등의 영향으로 인하여 매우 복잡한 구조를 가지며 특히 천음속 조건에서 운용 시 충격파에 의한 강한 비정상 특성을 가진다. 이러한 비정상성은 압축기 부하가 증가함에 따라 더욱 심화되어 압축기 날개 깃을 따라 흐르는 주유동의 박리를 유발시키며 압축기 실속의 주요 원인이 된다. 본 연구에서는 천음속 축류압축기 동익인 NASA Rotor 37을 대상으로 하여, 정상 및 비정상 해석을 수행하고 각각의 공력 특성을 분석하였다. 수치해석 결과는 NASA의 성능시험 데이터와 비교하여 검증하였다. It is well known that flow characteristics of an axial flow compressor is very complex owing to the tip leakage flow and secondary flow structures inside blade passages. Especially, the flow field has strong unsteadiness due to the shock phenomenon at transonic operating conditions. The flow unsteadiness is more complicated as the loading increases, causing a separation of main stream flow that leads to compressor stall. In present study, steady and transient numerical analysis of a transonic compressor rotor (NASA Rotor 37) were performed and its aerodynamic characteristics were analyzed. The computations were compared with experimental data measured by NASA.

CFD와 공간분포를 고려한 반경험식을 이용한 해머헤드 발사체의 천음속 압력섭동 예측

김영화,남현재,김준모,선철 한국항공우주학회 2021 韓國航空宇宙學會誌 Vol.49 No.6

To analyze the buffet phenomenon that causes serious vibration loads on a satellite launch vehicle, the pressure fluctuations on a hammerhead launch vehicle at transonic speeds are predicted by coupling CFD analysis and semi-empirical methods. From the RANS simulation, shock oscillation region, separation region, and separation reattachment region are identified, and the boundary layer thickness, the displacement thickness, and flow properties at boundary layer edge are calculated. The pressure fluctuations and power spectra on the hammerhead fairing are predicted by coupling RANS results and semi-empirical methods considering spatial distribution, and compared with the experimental data. 위성발사체에 심각한 진동하중을 발생시키는 버펫 현상을 해석하기 위하여, CFD 해석과 반경험식을 결합하여 천음속 영역 해머헤드 발사체에서 발생할 수 있는 압력섭동을 예측하였다. RANS 해석을 수행하여 충격파 진동 영역, 박리영역, 박리 재부착 지점 등을 확인하였으며, 경계층 두께, 배제 두께, 경계층 끝단에서의 유동 정보를 계산하였다. RANS 결과와 공간 분포를 고려한 반경험식을 결합하여 해머헤드 페어링 주위의 압력 섭동과 파워스펙트럼을 예측하였고 시험 결과와 비교하였다.

천음속 원심압축기 내부 유동해석

성선모(Seon-Mo Seong),강신형(Shin-Hyoung Kang),최재호(Jae-Ho Choi),이진수(Jin-Soo Lee) 한국유체기계학회 2008 유체기계 연구개발 발표회 논문집 Vol.2008 No.-

A computational study was carried out to simulate the flow fields within a transonic centrifugal compressor and focused on the variations in the tip leakage flow structure at three operating conditions- near choke, design point and peak pressure rise. The tip leakage flow shows very complex structures composed of the impingement on the pressure surface of the adjacent splitter blade, the spillage ahead of the adjacent splitter blade and strong radially upward flow near the suction surface. The tip leakage flow mixes with the incoming flow and there is a high entropy gradient in the interface between these two flows. As mass flow rate decreased, the interface becomes more tangential and the position of the minimum pressure moves upstream. Therefore, the peak of the tip leakage velocity appears near the leading edge at low mass flow rate. The profile of the tip leakage velocity shows the core with approximately constant slope at 20~80% height of the distance from the blade tip to the casing.