서지주요정보
비정렬 적응격자를 이용한 에어포일 주위의 비정상 유동 해석 = Analysis of unsteady flows past airfoils on unstructured adaptive meshes
서명 / 저자 비정렬 적응격자를 이용한 에어포일 주위의 비정상 유동 해석 = Analysis of unsteady flows past airfoils on unstructured adaptive meshes / 오우섭.
발행사항 [대전 : 한국과학기술원, 2001].
Online Access 원문보기 원문인쇄

소장정보

등록번호

8012527

소장위치/청구기호

학술문화관(문화관) 보존서고

DAE 01011

휴대폰 전송

도서상태

이용가능(대출불가)

사유안내

반납예정일

리뷰정보

초록정보

Blade-vortex interaction(BVI) phenomenon contains one of the most complex unsteady flow features of helicopter rotor blades in forward flight. Helicopter BVI occurs when the trailing tip vortices are ingested into rotor disk during descending flight or maneuver. The interaction induces sudden changes in aerodynamic loading, which results in blade vibration and aeroelastic instability, and also generates a highly directional impulsive noise. A two-dimensional Euler/Navier-Stokes flow solver is developed for the simulation of unsteady flows including the passing vortices on unstructured adaptive meshes. The Euler/Navier-Stokes solver is based on a second-order accurate implicit time integration using a point Gauss-Seidel relaxation scheme and a dual time-step sub-iteration. A vertex-centered, finite-volume discretization is used in conjunction with the Roe`s flux-difference splitting. The Spalart-Allmaras turbulence model is employed. An unsteady solution-adaptive dynamic mesh scheme is used by adding and deleting mesh points at every adaptation step to take account of not only spatial but also temporal variations of the flow field. For the evaluation of the present solution-adaptive mesh approach, flow around an harmonically oscillating airfoil is calculated, and the results are compared with existing numerical and experimental results. Traveling vortex in a freestream is also simulated to validate the numerical accuracy of the present approach to minimize the numerical dissipation and to preserve the vortex as it travels downstream. Inviscid and viscous calculations are made for several BVI problems with varying vortex-airfoil offset distance and freestream Mach number. The results show that the interaction between the vortex and the airfoil is well predicted by examining the behavior of shock wave and the vortex. Generation and propagation of acoustic waves are also well predicted. Collision of vortex with the airfoil and the core distortion are also clearly observed demonstrating that the present approach is an efficient and reliable method for the simulation of close BVI problems. Finally, BVI problems around an oscillating airfoil are calculated and the effects of the oscillation of an airfoil in parallel BVI problems are discussed.

헬리콥터가 착륙을 위하여 하강비행 중이거나, 비교적 작은 속도로 전진비행하며 기동할 경우에, 앞서가는 블레이드에 의하여 발생한 끝단와류가 로터의 회전면(tip path plane)을 통과하는 경우가 발생하게 된다. 이러한 과정에서 전진반경내의 블레이드가 와류와 충돌하거나 스쳐 지나가는 블레이드-와류 간섭이라고 알려진 현상이 발생한다. 블레이드-와류 간섭은 블레이드 표면 압력분포의 급격한 변화를 초래하여, 블레이드의 진동 및 공탄성학적인 불안정성을 발생시킨다. 또한 방향성이 강한 충격음파를 발생시켜 소음문제를 유발시킨다. 특히, 블레이드-와류 간섭 소음은 매우 심하여 헬리콥터의 도심지역 운항을 제한하는 요소가 되기도 한다. 격자 적응법과 비정렬 격자를 이용하여 에어포일 주위의 비정상 유동의 해석을 위한 비점성/점성 해석프로그램을 개발하였다. 비정상 유동에서의 효율적인 계산을 위하여 내재적 시간 적분법을 사용하였고, 천음속 유동의 정확한 해석을 위하여 2차의 공간 정확도 기법을 이용한 Roe의 flux-difference splitting 기법을 적용하였으며, 해의 해상도를 높이기 위하여 2차의 시간 적분법과 이중 시간전진 기법을 사용하였다. 또한, 난류 유동을 계산하기 위하여 Spalart-Allmaras 난류 모형을 사용하였다. 특히, 자유류에서 전파되는 와류, 충격음 등에 의한 수치적 확산의 최소화가 필요한 문제에 대하여 적용 가능하며, 신뢰성이 높고 효율적인 비정상 유동 해석을 위하여 비정렬 격자를 이용한 다단계의 동적 격자 적응법을 사용하였다. 비정상 유동에 대한 격자의 동적 적응을 위하여 공간뿐만 아니라 시간에 대한 유동의 변화도 감지할 수 있는 오차 지시자를 적용하였으며, 격자의 등방성을 항상 유지할 수 있도록 임시 격자 분할법을 사용한 격자 적응법을 사용하였다. 또한 와류 코어에서 격자의 해상도를 더욱 높이는 기법을 사용하여 수치적 확산이 매우 크게 발생하는 코어영역에서 확산을 최소화하였다. 점성 유동의 계산에서 수치적인 효율성을 높이기 위하여 벽면근방의 점성유동 영역에서는 가로세로비가 큰 사각형 점성 격자를, 비점성 유동 영역에서는 등방성의 삼각형 격자를 갖는 혼합격자를 사용하였다. 또한 동적 격자적응에 따른 컴퓨터의 자원의 효율적인 이용을 위하여 C-언어에서 제공하는 동적 할당 메모리 방식을 사용하였다. 개발된 해석 프로그램에서 발생하는 수치적 확산의 크기를 와류의 자유류 전파 현상의 해석을 통하여 확인하였고, 다른 연구자의 고차 정확도 기법을 이용한 해석 결과와 비교를 통하여 비정렬 격자계에서 동적 격자 적응법을 사용하면 수치적 확산을 최소화할 수 있음을 확인하였다. 비점성 및 점성 와류-에어포일 간섭 현상을 해석하여 와류의 진입, 충격파의 분열, 음파의 생성 및 전파 등의 현상을 압력분포 선도뿐만 아니라 격자 형상에서도 명확히 관찰 할 수 있었다. 간섭과정에서 발생한 파동들이 에어포일의 근방에서뿐만 아니라 멀리 떨어진 곳에서도 자신들만의 특성과 강도를 유지하며 전파되는 것은 비정렬 격자를 이용한 동적 격자 적응방법의 효율성 및 신뢰성을 잘 보여주는 것이다. 마지막으로, 헬리콥터에서 발생하는 현상과 동일한 형태로 진동하는 에어포일과 와류의 간섭현상에 대한 신뢰성 있는 해석이 가능함을 확인하였다. 이러한 해석은 와류 주위의 수치적 확산뿐만 아니라 격자 움직임에 따른 수치적 확산 때문에 기존의 연구가 거의 없었던 분야이나, 블레이드-와류 간섭 현상을 보다 정확히 파악할 수 있는 방법이다.

서지기타정보

서지기타정보
청구기호 {DAE 01011
형태사항 vii, 135 p. : 삽화 ; 26 cm
언어 한국어
일반주기 저자명의 영문표기 : Woo-Seop Oh
지도교수의 한글표기 : 권오준
지도교수의 영문표기 : Oh-Joon Kwon
학위논문 학위논문(박사) - 한국과학기술원 : 항공우주공학전공,
서지주기 참고문헌 : p. 62-65
QR CODE

책소개

전체보기

목차

전체보기

이 주제의 인기대출도서