In this research, the aeroelastic stabilities of a rolling wrap-around fins were investigated in the supersonic flow region. The CFD/CSD coupled flutter analysis techniques, which can consider the initial aeroelastic deflections produced by the centrifugal and aerodynamic forces, were presented. The aerodynamic forces were computed by solving the Euler equations in a body-fixed rotating coordinate frame. The nonlinear static and normal mode analyses for a rotating structure were performed using MSC/NASTRAN. In order to provide consistent analyses, Nondimensionalized aeroelastic equations were derived and solved. A modal analysis and V-g method were used for more efficient computations. Aerodynamic influence coefficients in frequency domain were calculated using a transient pulse method. From the flutter analyses, it was observed that the flutter characteristics of rolling wrap-around fins were altered depending on the consideration of the aeroelastic (or static) deflections due to the rolling motion, and also affected by the roll direction. The flutter results demonstrated that aeroelastic deflections can have a significant impact in the small mass ratio region. The wrap-around fins, due to their geometrical asymmetry, had different deformation shapes and dynamic characteristics depending on the rolling direction, and the flutter characteristics were also observed to be different. It indicates that the aeroelastic deflections produced by rolling motion have a significant influence on the flutter characteristics.
Flutter stability analyses for the free-rolling wrap-around fin of MLRS(Multiple Launch Rocket System) were performed to analyze quantitatively the effect of aeroelastic deflections on variation of the flutter boundary. First, both frequency domain and time domain flutter analyses for the non-rotating MLRS fin were performed, and the flutter boundaries were compared. For frequency and time domain analysis, V-g method and CTIM(Coupled Time Integration Method) were used respectively. Next, frequency domain flutter analyses for the rolling MLRS fin were performed, and flutter boundaries were compared with that for the non-rotating MLRS fin. The flutter results showed that flutter boundaries were changed significantly depending on the consideration of the aeroelastic deflections. Thus, it is necessary to consider the aeroelastic deflections that result from the rolling motion, in order to predict the accurate flutter boundary of a rolling wrap-around fin.
본 연구에서는 롤 회전하는 곡면날개 발사체의 공탄성 안정성에 관한 연구를 수행하였다. 회전에 의한 초기 정적 구조 변형의 영향을 고려할 수 있는 플러터 해석 기법을 제시하고 이를 이용하여 구조 변형이 플러터 특성에 미치는 영향을 연구하였다. 롤 회전하는 곡면날개의 공기력 계산은 회전 좌표계의 3차원 Euler 방정식을 이용하였고 날개의 구조 변형은 상용 프로그램인 MSC/NASTRAN 비선형 구조 해석을 통하여 계산하였다. 또 회전하는 곡면날개의 플러터 특성을 효율적으로 관찰할 수 있도록 무차원화된 공탄성 방정식을 풀어 플러터 해를 구하였다. 플러터 해석은 계산의 효율성을 위해 주파수 영역의 V-g 방법을 이용하였는데 과도충격법을 적용하여 비정상 공기력을 계산하고 플러터 해석에 필요한 주파수 영역의 일반화된 공기력상관계수(GAIC) 행렬을 구하였다. 플러터 해석 결과, 곡면날개는 회전 방향에 따라 플러터 특성이 달라짐을 보였다. 회전에 의한 구조 변형을 고려하면 플러터 속도는 상당한 수준의 변화를 보였다. 특히 질량비가 작은 영역에서 구조 변형의 영향은 두드러지게 나타났다. 곡면날개는 날개의 비대칭 형상 때문에 회전 방향에 따라 구조 변형 형상과 구조 동특성이 달라졌다. 이로 인해 회전 방향에 따라 플러터 특성에서도 상반된 변화를 보임을 알 수 있었다. 해석 결과는 회전 곡면날개의 플러터 특성에 있어 구조 변형이 중요한 변수가 될 수 있음을 보여주었다. 따라서 회전 곡면날개의 정확한 플러터 특성을 파악하기 위해서는 반드시 구조 변형의 영향을 고려하여 해석을 수행해야 한다.
무차원화 기법을 활용한 파라미터 연구에 이어서 실제 발사체의 자유 회전 곡면날개 시스템을 대상으로 공탄성 안정성에 관한 해석 연구를 하였다. 이를 통해 고속 회전에 의해 생기는 구조 변형이 실제 발사체의 플러터 경계에 미치는 영향을 정량적으로 분석하였다. 먼저 주파수 및 시간 영역 해석을 통해 비 회전시 곡면날개 구조 자체의 플러터 안정성을 확인하였다. 이후 회전을 고려하여 회전과 구조 변형에 의한 플러터 경계 변화를 분석하였다. 최대 회전 속도 1500rpm의 범위 내에서 해석을 하였는데 원심력에 의한 날개의 강성 강화 효과만을 고려한 경우 플러터 속도 변화는 미미하였다. 하지만 구조 변형을 고려한 경우 플러터 속도는 최대 10.8%로 상당한 수준의 변화를 보였다. 또 회전 방향뿐만 아니라 각 마하수에서의 구조 변형 형상에 따라서도 플러터 특성이 달라질 수 있음을 확인하였다. 따라서 회전 곡면날개를 채용한 실제 발사체의 정확한 공탄성 안정성 판별을 위해서는 본 연구에서 수행된 바와 같이 회전에 의한 날개의 정적 구조 변형을 반드시 고려하여 한다.
