수학적 모델링을 이용한 공력-구조 연계 시뮬레이션 기반 공대공 미사일 조종날개 최적화 연구 = A Study on the Air to Air Missile Control Fin Optimization Using the Mathematical Modeling Based on the Fluid-Structure Interaction Simulation

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

This study focuses on the air to air missile control fin planform optimization for the minimizing hinge moment with the considering phenomena of fluid and structure simultaneously. The fluid-structure interaction method is applied for the fluid and structure phenomena simulation of the control fins. A transient-loosely coupled method is used for the fluid-structure interaction simulation because it is suited for using each fluid and structure dedicated simulation software. Searching global optimization point is required many re-calculation therefore in this study, a mathematical model is applied for rapidly calculation. The face centered central composite method is used for generating design points and the 2nd polynomial response surface is sued for generating mathematical model. Global optimization is performed by using the generic algorithm. An objective function is the minimizing travel distance of the center of pressure between Mach 0.7 and 2.0 condition. Finally, the objective function of optimized planform is reduced 7.5% than the baseline planform with satisfying constrained conditions.

국문 초록 (Abstract)

본 연구는 공대공 미사일 조종날개의 공력 및 구조를 동시에 고려한 구동력 최소화에 대한 최적화를 수행하였다. 본 연구에서는 조종날개의 공력 및 구조적 특성을 동시에 고려하기 위하여 공력-구조 연계 시뮬레이션을 사용하였으며 공력 및 구조 시뮬레이션에 각각의 전용 소프트웨어를 사용하고자 비정상-약결합 방식 연계기법을 적용하였다. 전역 최적화에는 많은 반복 계산이 필요하므로 빠른 계산을 위하여 수학적 모델링을 이용하였으며 이를 위하여 면 중앙 합성 실험계획법으로 실험점을 선정하였다. 선정된 실험점 및 그에 대한 공력-구조 연계 시뮬레이션 결과를 토대로 2차 다항식 반응면을 생성하였으며 생성된 수학적 모델링을 이용, 유전자 알고리즘 기반 전역최적 설계를 수행하였다. 최적화 목적함수는 마하 0.7 및 마하 2.0 사이의 압력 중심점 이동거리 최소화로 설정하였으며 최적화 결과 압력 중심점 이동거리가 7.5% 감소된 최적형상을 도출하였다.

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