고세장비 날개의 조종면 역전 및 발산 해석

Abstract

고세장비를 지닌 고정익 항공기의 날개 구조물의 유연성 증가와 비행속도의 증가로 공력탄성학적 현상이 중요한 문제로 등장하였다. 공력탄성학적 현상은 비정상 공기력과 이로 인한 구조물의 변형이 상호작용하여 발생한다. 공력탄성학적 문제는 크게 정적 및 동적 공력탄성학 문제로 분류될 수 있으며, 전자의 경우 조종면 역전 및 비틀림 발산이 있으며, 후자의 경우 플러터와 LCO현상이 대표적인 사례이다. 정적 공력탄성학 해석 방법으로 3차원의 유연한 구조물을 2차원 단면해석을 수행 후 비선형 다물체 동역학 해석프로그램인 DYMORE에서 1차원 보로 구조 모델링하고 DYMORE에서 제공하는 2차원 공력해석을 수행하였다. 고세장비 날개의 경우 본 논문에서 해석하고자 하는 역전 및 발산 속도에서 대 변형이 발생하므로 기하학적 비선형성을 고려할 수 있는 기하학적 정밀 비선형 보 해석이 사용되었으며, 날개의 단면을 상자형 보(box beam)로 모델링할 때 복합재료가 사용되기 때문에 재료의 비등방성(anisotropy)을 고려할 수 있는 단면해석 프로그램이 사용되었다. DYMORE의 입력으로 요구되는 공력계수는 압축성 효과와 끝단 손실 등 3차원 공력효과를 고려할 수 있는 CFD 프로그램으로부터 도출되어야 하지만, 해석 수행 시 많은 시간이 소요되는 단점이 있다. 따라서 비교적 빠른 시간에 공력계수를 도출하는, 2차원 비압축성 아음속 영역의 익형설계 프로그램인 XFOIL을 사용하여 해석하였으며, 이것은 DYMORE의 2차원 공력계산에 사용되었다. 정적 공력탄성 해석 결과는 대표단면 모델에 Strip theory를 적용하여 유도한 수식의 결과와 비교하는 방법으로 검증하였다.

Due to the recent increase in the flexibility of aircraft wing structure and its flight speed, their influence upon aeroelastic characteristics becomes more important. Aeroelastic phenomenon is caused by an interaction between unsteady aerodynamics and resulting structural deformation. Aeroelasticity can be devided into two categories: one is static and the other is dynamic aeroelastic problem. In the former, there are control reversal and torsional divergence problems. In the latter, there are flutter and limit cycle oscillation (LCO). In this thesis, the former problems are only analyzed. Analysis about three-dimensional flexible wing is conducted in a two-step process. Two-dimensional cross-section analysis is done by both Two-Cell code and VABS, which can consider materials anisotropy. Then, one-dimensional beam analysis is performed by using DYMORE, which implements geometrically exact nonlinear beam formulation. DYMORE is a finite-element based multi-body analysis. Structural analysis results are combined with two-dimensional unsteady aerodynamic theory included in DYMORE. Geometrical nonlinearity needs to be considered because a large elastic deflection usually occurs in the high aspect ratio wing at either the control reversal or torsional divergence flight speed. Also material anisotropy should be considered because composite material is generally used in the wing structure. To obtain the aerodynamic coefficients used in the analysis, advanced CFD analysis is recommended since it can consider three-dimensional effects, such as tip loss, and flow compressibility. However, CFD will cost much computational resource and time. Thus, to obtain those coefficients, two-dimensional subsonic isolated airfoil design software, XFOIL, is used. Finally static aeroelastic analysis is done by DYMORE. The results are verified by comparing with those predicted by the typical section approach with aerodynamic strip theory.