Transonic buffet produces large unsteady aerodynamic forces, which are undesirable for the aircraft performance limiting the cruising speed of transport aircraft and severely degrading the maneuverability of combat aircraft. Consequently, the flight envelope of transonic aircraft is restricted when a certain degree of buffet occurs. Therefore, it is quite important to be able to predict the buffet onset boundary at the earliest possible design stage of an aircraft.
A new steady approaching method has been developed to predict theoretically the transonic buffet onset. In this thesis, the flow is assumed to be steady for the buffet onset. The present method involves the analysis of a distinct change in the variation of various aerodynamic parameters calculated from steady Navier-Stokes solver. These distinct changes indicate the onset of transonic buffet.
In order to compute the transonic flow over airfoils and wings, the thin-layer form of compressible Navier-Stokes solver expressed in strong conservation-law form is solved using an implicit finite volume method. The numerical algorithm adopted is the upwind Roe’s FDS scheme for calculating inviscid flux. All viscous terms are discretized with second-order central differences. To increase the accuracy of the solution, TVD scheme based on MUSCL type approach with the minmod flux limiter is applied. The DADI scheme is used for the time integration. To treat the turbulent flow, the two-layer algebraic eddy viscosity turbulence model by Baldwin-Lomax is chosen in favor of computational robustness.
In this thesis, firstly, the steady Navier-Stokes computations are performed on the NACA0012 conventional airfoil and BGK No.1 supercritical airfoil. Secondly, the steady Navier-Stokes computations are performed on a large swept wing with small aspect ratio. Using these results obtained from steady Navier-Stokes computations, the analysis of the variation of various aerodynamic parameters for predicting buffet onset is discussed. Among the various aerodynamic parameters considered in the investigation, the variation in the center of pressure has shown to provide a clearest indicator of transonic buffet onset. This steady approach can be applied to predict the transonic buffet onset for airfoils with shock induced separation bubbles and for large swept wings with small aspect ratios. Good agreements have been obtained compared with unsteady wind tunnel buffet test data.
In addition, compared with the results of an unsteady approaching method, which required more computation time and memory, the present method is shown to be reliable and useful for transonic buffet onset prediction from the viewpoint of practical engineering application.
Based on the results obtained from the new steady approaching method, it can be newly suggested that the distinct slope change of the center of pressure versus angle of attack curve can be used as an indicator of buffet onset for the steady experimental method on a full aircraft configuration.
The new steady approaching method developed in this thesis has shown to be valuable for both computational buffet onset predictions and experimental buffet onset predictions in the early design stage of an aircraft and can reduce the amount of the expensive wind tunnel testing.
천음속 버펫은 강한 비정상 공기력을 발생시키며 이는 천음속 민항기의 순항속도와 군용기의 기동성을 제한 시키는 유해한 요소로 작용한다. 결과적으로 버펫은 천음속 항공기의 비행포위선도를 제한 시킨다. 따라서 가능한 항공기의 설계 초기단계에서 천음속 발단을 예측할 수 있다는 것은 매우 중요하다.
이론적으로 천음속 버펫 발단을 예측할 수 있는 새로운 정상 접근 방법을 개발하였다. 본 논문에서는 버펫 발단까지는 정상 유동장으로 가정하였으며 정상 Naiver-Stokes Solver로부터 계산된 여러 공력계수의 굽격한 변화를 분석하는 방법을 포함하고 있다. 이러한 급격한 변화는 천음속 버펫 발단을 지시한다.
익형과 날개 주위의 천음속 유동장을 계산하기 위하여 강한 보존형으로 표시된 박층 근사의 압축성 Navier-Sokes Solver를 유한 체적법을 이용하여 풀었다. 비점성항을 풀기 위하여 Roe의 플럭스 차이 분할 기법을 사용하였으며 점성항은 2차의 중심 차분법을 적용하였다. 해의 정확도를 높이기 위하여 MUSCL방법과 Minmod 플럭스 제한자에 기초한 TVD 기법을 적용하였다. 시간적분법으로는 대각화 ADI (DADI) 기법을 사용하였으며 난류유동에 대하여는 계산의 강건성을 위하여Baldwin-Loma의 대수적 난류모델을 사용하였다.
본 논문에서는 우선 NACA0012 익형과 초임계 익형인 BGK No.1 익형에 대하여 정상 박층 navier-Stokes Solver 계산을 수행하였으며 다음에 큰 뒷처짐각과 작은 종횡비를 갖는 날개에 대하여 계산을 수행하였다. 수치계산 결과로서 구해지는 여러 공력계수 변화 분석으로부터 천음속 버펫 발단 예측에 대하여 검토 하였으며 분석 결과 여러 공력계수 들 중에 압력중심점 변화 곡선이 가장 뚜렷한 천음속 버펫 발단의 지시자임을 보여준다. 이러한 정상접근 방법은 박리기포를 수반하는 익형과 큰 뒷처짐각 및 작은 종횡비를 갖는 날개의 천음속 버펫 발단 예측에 적용할 수 있으며 실험 결과와 비교하여 좋은 결과를 얻을 수 있었다.
또한 과다한 계산 용량과 시간을 요구하는 비정상 접근 방법과 비교시 연구에서 계발된 방법은 실제 공학 응용적 관점에서 유용함과 신뢰성을 보여준다.
본 연구에서 개발된 정상 접근 방법의 결과에 기초하여 압력 중심점 변화곡선의 뚜렷한 기울기의 변화는 전기체 형상의 항공기의 실험적 버펫 발단의 예측 지시자로서 새로이 제시할 수 있다.
본 논문에서 개발된 새로운 정상 접근 방법은 항공기 설계 초기단계에서 계산 버펫 발단 예측 및 실험 버펫 발단 예측 등에 적용되어 고가의 풍동실험 비용을 줄일 수 있음을 보여준다.
