수치플럭스, 제한자 및 격자밀도가 3차원 비행체 공력해석에 미치는 영향연구

Abstract

본 연구에서는 날개와 동체가 결합된 천음속 비행체 주변의 유동을 전산유체역학(CFD)을 이용하여 수치적으로 해석한 내용을 다루고 있다. 천음속으로 비행하는 비행체의 주변에는 충격파가 발생할 수 있기 때문에, 충격파가 존재하는 유동을 정확하게 해석할 수 있는 수치기법을 적용하고, 사용된 수치기법의 정확도를 향상시키기 위한 다차원 공간 제한 기법(MLP) 등을 적용하여 정밀한 계산을 수행하고자한다. 해석된 결과와 실험치를 비교함으로써 해석에 사용된 코드를 검증하고, 다양한 기법들을 적용하여 해석한 결과 및 격자 밀도에 따른 해석 결과들을 비교해 봄으로써 각 기법들과 격자 밀도가 해석 결과에 미치는 영향을 알아보도록 한다. 해석된 결과를 통해 비행체 주변 유동의 물리적 현상을 분석하고, 특히 동체와 날개의 결합부나 비행체 후면에서 발생하는 복잡한 유동을 중점적으로 다루고자 한다.

This research deals with a numerical study on the flow around the transonic wing-body model by using Computational Fluid Dynamics(CFD). Because the shock may occur under the transonic flow, numerical schemes that can solve the flow with shock robustly are applied, and the Multi-dimensional Limiting Process(MLP) is also applied to enhance the accuracy of the numerical schemes used. The computational results are compared with the experimental data in order to validate the CFD code used in this research. The effect of each numerical scheme on the computational results is dealt with by comparing the numerical schemes used in this research. Grid refinement test is also conducted to show the effect of grid density on the results. The flow physics around the model is analysed through the results, especially at the wing-body junction and the base of the body.