If the aircraft is perfect rigid body, there will be no aeroelastic phenomena. Aeroelastic phenomena in modern high-speed aircraft have profound effects upon the design of structural members and somewhat lesser but nonetheless important effects upon mass distribution, lifting surface planforms, and control system design. Divergence, Control system reversal, Control effectiveness and load distribution are some of the areas in which static aeroelasticity plays an important role. Several phenomena that can be dangerous and limit the performance of aircraft occur because of the interaction of the flow with flexible components. For example, an aircraft with highly swept wings may experience vortex-induced aeroelastic oscillations. Also, undesirable aeroleastic phenomena due to presence and movement of shock waves occur in the transonic region.
In this study, a generic airfoil designed by the inverse method was evaluated with several candidate airfoils. Each airfoil was compared with respect to aerodynamic performance to meet the requirement of HALE (high altitude long endurance) aircraft. The next step was to optimize the candidate airfoils using several optimization formulations to down select an best airfoil. For the analysis of low Reynolds number 2D flow, Drela’s streamtube method was used. After comparing the aerodynamic results, the best airfoil was chosen to construct the baseline 3D wing. The Navier-Stokes code was used to evaluate the overall aerodynamic performance of designed wing compared with other wings. The results show that the designed wing has the best performance in comparison with other wings.
An accurate method of static fluid-structure coupling for high aspect ratio wings was developed. By extending the traditional Rayleigh-Ritz method which only captures the first-order transverse motion, the second-order accurate quadratic modes method is proposed to predict the correct deflection of high aspect ratio wings. The same methodology is also applied to the grid deformation. Four cases were analyzed to validate the present methodology, which turned out to be accurate and efficient.
항공기가 완전한 강체라면 공탄성 문제는 발생하지 않을 것이다. 최신예 고속 항공기들은 공탄성으로 인하여 구조재 설계에 심각한 문제가 발생하고 있으며, 이는 또한 중량 분배, 양력면 형상 그리고 제어 시스템 설계에도 많은 문제점을 야기한다. 비행체에 있어서 정적 공탄성은Divergence, 제어시스템 역전(Control system reversal), 제어면 효과도 그리고 공력하중 분포에도 중요한 역할을 하는 설계 요소로 자리매김을 하고 있다. 후퇴각이 있는 날개는 와류로 인하여 야기되는 공탄성 진동이 존재하며, 천음속 영역 유동장에서는 충격파의 발생과 시간에 따라 충격파의 이동으로 인한 공탄성 문제가 발생한다. 구조재의 유연성으로 인하여 구조재 주위를 형성하는 유동장의 특성이 변하고, 상기에서 언급한 현상들로 인하여 재료의 물성치를 넘어서는 변형 및 파괴까지 이를 수 있으며, 이는 곧 바로 항공기의 비행성능을 제한하는 위험성을 내재하므로 고 세장비를 갖는 항공기 설계 시 유연성을 반드시 고려하여야 한다.
본 연구에서는 몇 개의 후보 익형과의 공력특성 비교를 통하여 저 레이놀즈 수 영역에 적합한 새로운 익형을 설계하였다. Drela의 Streamtube 기법을 적용하여 2차원 유동을 해석하고, 비행요구도를 충족하기 위한 목적함수와 제약조건을 설정하여 공력성능을 비교 검토하여 최적의 익형을 선정하였다. 선정된 익형을 기반으로 3차원 날개를 구성하였으며, Navier-Stoke 코드를 이용하여 기존 날개들과의 공력특성 비교를 수행하였다.
고 세장비 날개에 대한 정적 유체-구조해석을 위한 정밀한 연계기법을 개발하였다. 전형적인 Rayleigh-Ritz 기법은 1차 정확도로 변형을 예측하지만, 본 연구에서는 기존의 기법을 확장하여 고 세장비 날개의 변위예측에 있어서 2차 정확도까지 높힌 Quadratic Modes 기법을 제시하였다. 또한 같은 기법을 격자변형에도 적용하였으며, 네 가지의 케이스 연구를 통하여 제시된 기법이 정확함을 확인할 수 있었다.
