Vortex Lattice Method (VLM) is a well-known aerodynamic simulation tool widely used in the design process. In this thesis, a modified Non-Linear Vortex Lattice Method (NLVLM) code is developed for the purpose of analyzing aerodynamics of Micro Air Vehicle (MAV) which usually has a wing of rather low aspect ratio compared to conventional subsonic aircraft.
In the development process of the code, iterative algorithm of NLVLM is improved. The formula related to the free vortex shape is modified by adopting a quasi-steady concept, which eliminates an inner iteration loop and under-relaxation technique in the main and inner iteration loop. Additional numerical efficiency is obtained by ensemble averaging the induced velocities obtained at each iteration for a given free vortex segment.
By using the code, numerical experiments are performed to obtain appropriate parameter values for the NLVLM calculation of low aspect ratio wing aerodynamics. They are i) 10% of root chord length for the free vortex segment length, ii) 5~20% of lattice width for the vortex core radius of the high-order algebraic smoothing vortex core model, and iii) 1 root chord length for the rolled-up wake length.
와류격자법은 항공기의 공력형상 설계에 널리 쓰이는 공력 시뮬레이션 방법 중의 하나이다. 본 논문에서는 초소형 비행체의 공력특성 계산에 활용할 목적으로 비선형 와류격자법 코드를 개발하였다. 초소형 비행체의 날개는 일반적인 아음속 항공기의 날개에 비해 종횡비가 작기 때문에 선형 와류격자법 보다는 비선형 와류격자법이 적절하다.
코드 개발 과정에서 비선형 와류격자법의 알고리듬을 개선하였다. 유사 정상 개념을 차용하여 자유와의 형태 계산 과정을 수정함으로써 내부 반복계산 과정의 수행과 반복계산 및 내부 반복계산 과정에서의 하향이완법 사용을 생략하였다. 또한 자유와를 구성하는 각 분절에 유도되는 유속도를 적절히 평균해주는 과정을 통해 수치적 안정성 및 효율성이 향상되었다.
개발된 코드를 이용한 수치실험의 수행을 통해 비선형 와류격자법의 중요 인자들의 값을 정량적으로 정하였다. 1) 자유와를 구성하는 분절의 길이는 주 시위의 10%에 해당하는 값을 사용해야 한다. 2) high-order algebraic smoothing 와류중심모형의 와류중심반경은 격자폭의 5~20%에 해당하는 값을 사용해야 한다. 3) 후류영역 계산범위는 주 시위의 1배 정도에 해당하는 값이면 충분하다.
