In the past, aeroelastic analysis has been performed easily based on the assumption of aerodynamic and structural linearity. However, most aircrafts include structural nonlinearity such as freeplay, friction, hysteresis, large deflection on the structural point of view. Moreover, some aircrafts operating in the transonic region include aerodynamic nonlinearity due to shock waves occurred on the lifting surface on the aerodynamic point of view. Recently, the researches about aeroelastic stability considering structural/ aerodynamic nonlinearity of reconnaissance aircrafts operating up to the transonic region have much attention for the design of advanced flight vehicles.
In this study, dynamic aeroelastic analysis of high-altitude & long-endurance aircraft wings which have high-aspect-ratio is performed. In order to consider aerodynamic nonlinearity in the transonic and subsonic region, transonic small disturbance theory is used. Moreover, in order to consider geometric structural nonlinearity due to large deflection of high-aspect-ratio wing, large deflection beam theory is used. FORTRAN program for fluid-structure coupled analysis is developed using these two theories. That is, structural equations of motion based on large deflection beam theory are combined with the transonic small disturbance aerodynamic model to study the effects of structural/aerodynamic nonlinearity. In this program, aeroelastic time-response is obtained from numerical integration of governing equations using Newmark-β method and Newton-Raphson iteration. Dynamic aeroelastic analysis considering nonlinear bending and bending-torsion coupling effects can be performed through this process. Finally, this program is verified by comparison of time-responses and flutter boundaries which are obtained from linear and nonlinear dynamic aeroelastic analysis according to various Mach number and angle of attack.
과거 대부분의 비행체 공탄성 해석은 구조적인 측면과 공기역학적인 측면에서 선형으로 가정하여 빠르고, 쉽게 계산하여 왔다. 그러나 비행체 구조물의 관점에서는 유격(freeplay), 마찰(friction), 히스테리시스(hysteresis), 대변형(large deflection)과 같은 구조적 비선형성을 포함하고 있으며, 공기역학적 관점에서는 천음속 영역에서 운용되는 비행체의 경우 양력면에 발생되는 충격파로 인한 공기역학적 비선형성을 포함하게 된다. 최근 큰 가로세로비 날개를 가지고 천음속 영역까지 넘나들 수 있는 고고도 정찰기 항공기의 구조적/공기역학적 비선형성을 고려한 공탄성 안정성 연구가 중요하게 부각되고 있다.
본 연구에서는 큰 가로세로비를 가진 고고도 장기체공 항공기 날개에 대한 동적 공탄성 해석을 수행하고자 한다. 아음속에서의 공기역학적 선형성과 더불어 천음속 영역에서의 공기역학적 비선형성을 고려하기 위하여 천음속미소교란(transonic small disturbance) 이론을 사용한다. 또한, 가로세로비가 큰 날개의 큰 변형으로 인한 기하학적 구조 비선형성을 고려하기 위해 대변형 보(large deflection beam) 이론을 사용한다. 이러한 두가지 이론을 이용하여 유체-구조 연계해석을 위한 프로그램을 개발하여 동적 공탄성 해석을 진행하게 된다. 즉, 대변형 이론을 기반으로 한 구조방정식을 천음속미소교란 공기력 모델과 결합하여, 기하학적 구조 비선형성과 공기역학적 비선형성이, 가로세로비가 큰 날개에 미치는 영향을 알아보는 것이다. 본 프로그램에서는 Newmark-β method와 Newton-Raphson iteration을 이용하여 물리영역에서의 공탄성 방정식을 직접 수치적분하여 시간응답 반응을 얻게 되는데, 이로써 날개의 기하학적 비선형 굽힘 변형 및 비틀림-굽힘 연성(bending-torsion coupling)을 고려한 동적 공탄성 해석을 수행할 수 있다. 이렇게 완성된 프로그램은 다양한 마하수와 받음각에 대해서 선형 및 비선형 동적 공탄성 해석과정을 거쳐 시간응답 또는 플러터 경계의 비교를 통해 검증작업을 수행하게 된다.
