항공역학 - 조건에 부합하는 에어포일 형상설계

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본문내용

발생한다. 이러한 이유로 인해 박리가 일어나기 어렵고, 전체적인 항력을 감소시킬 수 있다.
Super critical airfoil은 위와 같은 이유로 같은 속도라면 후퇴각을 작게, 날개를 두껍게, Aspact ratio를 크게 할 수 있어 이착륙 성능 및 경제성을 향상시킬 수 있다.
3. 설계 조건
Airfoil을 설계하기 위해 필요한 설계조건은 다음과 같다.
1) 영 양력 받음각이 0보다 작다.
2) Reynold’s number=500000, 받음각=4° 일 때, >0.5
위와 같은 설계조건에서 계산은 100000번, 오차 범위는 0.00001이하로 설정하고 해석을 진행하였다.
4. 설계 검증 및 분석
(1) Residual
위의 그래프는 받음각이 4°, 18° 일 때 수렴성을 나타내는 그래프이다. 이 그래프를 보면 진동은 하지만 전체적으로 수렴하는 경향을 볼 수 있다. 이는 이번 검증을 통해 나온 결과물이 상당히 신뢰할만 하다는 것을 나타낸다.
(2) 양력계수
위의 그래프는 받음각에 따른 양력계수를 나타낸다. 이번 해석에서는 받음각을 -4°부터 2° 간격으로 변화시키며 해석을 진행하였다. 그래프에서 영 양력 받음각이 0°보다 작다는 것을 확인할 수 있다. 또한, 4°에서의 양력계수() 값이 0.5보다 큰 것을 확인할 수 있다.
설계한 Airfoil의 성능을 비교하기 위해 다른 두 가지 NACA 4자계열 에어포일과 비교하여 보았다.
NACA 4자 계열 Airfoil과 비교하여 보았을 때, 설계한 Airfoil은 대칭형 airfoil 보다는 양력계수가 전체적으로 크고, 실속각이 더 크다. 이것으로 볼 때, 대칭형 Airfoil보다는 고성능이라는 것을 알 수 있다. 그러나 Camber가 존재하는 NACA 4412보다는 전체적인 양력계수가 작지만, 실속각이 큰 특성을 가지고 있다. 이는 설계한 Airfoil이 Super critical airfoil이라는 것을 증명하고 있다. 그러나 개선을 통해 전체적인 양력계수를 높여 개선해야 한다.
(3) 항력계수
위의 그래프는 설계한 Airfoil의 항력계수이다. 일반적으로 항력계수가 0.3 이하일 때에 잘 설계되었다고 한다. 그런데 이 Airfoil은 항력계수가 상당히 높다. 이는 앞전 반경을 크게 하면서 전체적인 두께가 증가하여 마찰 항력이 증가했기 때문이다. 항력계수를 줄이기 위해서는 전체적인 두께가 감소해야 할 것이다. 성능 비교를 위해 다른 두 Airfoil과 비교하면 다음과 같다.
다른 두 Airfoil과 비교를 해 보아도 항력계수가 매우 큰 것을 확인할 수 있다. 이는 다른 Airfoil보다 설계한 Airfoil의 두께가 상당히 커서 마찰항력이 매우 크게 나타났다고 볼 수 있다. 설계 개선 시 두께를 줄여 항력을 줄이면서, 양력을 더 키우는 것이 개선 목표가 될 것이다.
(4) 양력과 항력의 관계
위의 그래프는 설계한 Airfoil의 양력과 항력의 관계를 그래프로 나타낸 것이다. 이 그래프를 보면 일반적인 Airfoil의 경향과 비슷한 경향을 보이는 것을 알 수 있다. 또한, 일반적으로 항력계수는 다음과 같은 관계를 가진다.
우변의 앞쪽 항을 유해항력계수, 뒤쪽 항력을 유도항력계수라 한다. 설계한 Airfoil의 양력 · 항력계수의 관계를 볼 때에 위 식의 관계가 만족하는 것을 볼 수 있다. 또한, 양력계수가 약 0.7 이하는 유해항력의 영향이 크고, 양력계수가 0.7 이상에서는 유도항력의 영향이 큰 것을 관찰할 수 있다.
(5) 압력분포
설계한 Airfoil의 압력분포는 다음과 같다.
받음각
형상
-4
0
4
8
12
16
위의 표에서 정체점에서 가장 큰 압력, 속도가 최고인 점에서는 압력이 최저인 것을 관찰할 수 있다(붉은색일수록 상대적으로 높은 압력). 설계한 Airfoil의 가장 큰 특징은 Super critical airfoil에 가까운 형상이기 때문에 윗면이 거의 평평하다. 따라서, 받음각이 증가할 때, 최고 속도점이 앞으로 급격하게 이동한다.(0°~4°)
(6) 난류유동의 발달형상
받음각
형상
-4
0
4
8
12
16
아래 표는 난류유동 형상의 모습이다.
받음각이 4° ~ 4° 까지는 Airfoil 주변의 유동의 모습이 난류보다는 층류유동의 모습을 보인다. 이후로 점점 받음각이 증가할수록 표면 유동이 난류유동으로 점점 바뀌어가고, 유동의 천이점이 점점 앞전으로 오는 것을 관찰할 수 있다. 조금 더 자세한 형상은 다음과 같다.
받음각
형상
-4
0
4
8
12
16
위의 표는 Vector를 이용하여 표면의 속도형상을 관찰한 것이다. -4° ~ 4° 까지는 속도 경계층이 거의 만들어지지 않았다. 그 이후로 점점 받음각이 증가하면서 속도경계층이 점점 생성되는 것을 볼 수 있다. 16°에서는 역압력구배가 발생하여 박리가 발생하는 것도 관찰되었다. 그러나 앞에서 양력계수를 가지고 경향을 분석하여 보았을 때, 16°이후로도 더 증가하였기 때문에 16°에서 Seperation이 발생하였지만, 실속각은 16°보다 더 크다고 판단할 수 있다. 역압력구배가 생긴 모습은 지면으로 구별이 어려워 이번 레포트에는 첨가하지 못하였다.
(7) 유선형상
다음은 Airfoil 주변의 유동의 흐름의 모습이다.
받음각
형상
-4
0
4
8
12
16
속도 형상 분석에서와 같은 결과가 나타난 것을 볼 수 있다. 여기서는 Seperation이 받음각이 약 12° 일 때 나타난 것을 관찰할 수 있다.
5. 결론
위의 분석결과 설계한 Airfoil은 실속각이 크기 때문에 실속에 대한 안전성은 매우 크지만, 양력계수가 작고, 항력계수가 커서 성능이 좋은 Airfoil이라고는 할 수 없다. 하지만, 전체적인 두께를 조절하여 마찰항력을 줄이고 뒷전의 캠버를 더 크게하여 양력을 늘인다면 일반적인 Super critical airfoil과 같이 사용할 수 있을 것이다. 또한, 실속각이 매우 크기 때문에 곡예용 항공기에도 사용될 수 있을 것으로 생각된다.
참고자료
1. Daum 카페
(http://cafe.daum.net/rokaf-/aNz9/54?docid=1J3JDaNz95420091220223409)
2. 항공역학/이봉준/한국항공대학교출판부

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항공역학,   조건에 부합,   에어포일 형상설계,   에어포일 형상설계