Conventional aircrafts with fixed wings can fly efficiently only for select flight profile or conditions. For example low aspect ratio wings are preferred for better maneuverability, high aspect ratio wings are aerodynamically efficient, straight wings are fit for low-speed operations, swept wings are desired for drag reduction, etc. Operating aircrafts as efficiently as possible is the key to keeping the operating costs as low as possible.
Hence, morphing aircrafts capable of varying their wing form corresponding to desired efficiency can address the limitations faced by the conventional wings.
However, morphing wing concept poses several engineering challenges which need to be solved before their potentials can be fully realized. Radical morphing of the aircraft leads to increased structural complexities resulting in occurrence of dynamic instabilities such as flutter. Flutter of wing surfaces can end in catastrophic accidents. Thus, flutter instability of the wing surfaces are one of the key obstacles which needs to be addressed. Therefore, it is of utmost importance to investigate and understand the changes in flutter characteristics of morphing wings to ensure maximum reliability and uncompromised safety.
In this thesis, a study on flutter characteristics of folding wing type morphing concept is conducted to examine the effect of changes in folding angles on the flutter speed and frequency of the folding wing aircraft. Folding wing geometry model is developed using MSC. Patran FlightLoads. The subsonic aerodynamic theory Doublet Lattice Method (DLM) is used for aeroelastic analysis. Additionally, for a better understanding of the folding wing’s aerodynamic characteristics, a simple aerodynamic analysis is executed using a thin airfoil NACA 4412. Aerodynamic mesh generation is done through GAMBIT and Computation Fluid Dynamics simulation is performed on ANSYS/FLUENT. Then the flutter analysis of the folding wing is performed using MSC. NASTRAN solution sequence SOL145, P-k method is used for performing the flutter analysis.
Flutter characteristics of isotropic aluminum folding wing, with varying inboard wing folding angle is used as the benchmark for flutter results comparison. With the present analysis procedures the results were found to be in good agreement in comparison with reference results. Several means of enhancing the flutter characteristics of the folding wings are investigated for enhancement of folding wing’s flutter characteristics. Firstly, parametric study of the isotropic folding wing is carried out by varying hinge stiffness and outboard folding angle. Then, flutter analysis of folding wing is done using CFRP composite material. Through parametric study of isotropic folding wing, it is clearly found that the flutter characteristics are improved to some degree with increase in hinge stiffness and strongly influenced by changes in inboard/outboard folding angles. Furthermore, for composite wing case it is observed that ply angle, stacking sequence and ply numbers considerably affects the flutter characteristics of folding wing.
고정익 항공기의 경우, 작은 가로세로비의 날개는 기동성 향상시키고, 큰 가로세로비의 날개는 높은 공력 효율을 얻을 수 있으며, 직선 날개는 저속 운용에 보다 효율적이고, 후퇴각을 가진 날개는 항력 감소 효과 등 각각의 날개 형상과 운용 조건에 따라 효율적으로 운용될 수 있다. 이와 같이 비행체는 가능한 한 저비용으로 동시에 고효율을 유지하며 운용되는 것이 핵심이다. 따라서 다양한 날개 형태로 가변 가능한 모핑 비행체는 기존 날개가 가지고 있는 한계를 극복할 수 있는 효율적인 날개이다. 하지만, 모핑 날개를 가진 비행체가 안전하게 운용되기 위해서는 몇 가지 도전 과제들이 있다. 특히 모핑 비행체의 날개 모양 변형이 요구됨과 동시에, 운용 중의 효율성을 유지하기 위해서 구조적 복잡성은 증대된다. 따라서, 플러터 특성 변화 등의 연구를 통하여 모핑 날개가 가지는 신뢰성 및 안전성을 확보해야 한다.
본 연구에서는 접는 날개 형태 모핑 비행체의 다양한 날개 형상 변화에 따른 플러터 속도와 진동수 응답을 예측하기 위하여 플러터 특성에 관한 수치적 연구를 수행하였다. 해석 모델은 MSC. Patran Flight Loads의 상용 프로그램을 통해 모델링 하였다. 공탄성 해석을 수행하기 위해서 아음속 공력 이론인 Doublet Lattice Method (DLM)이 공력 해석 모델로 사용되었다. 추가적으로, 공력 특성을 보다 명확히 파악하기 위하여 날개 단면이 NACA 4412의 얇은 에어포일로 가정하여, GAMBIT을 통한 공력 격자를 생성 후 ANSYS/ FLUENT를 사용하여 전산 유체 해석을 수행하였다. 공탄성 해석은 MSC. Nastran의 SOL145를 적용하여 평판 접는 날개의 플러터 해석을 수행하였다. P-k 방법을 통하여 최종적으로 플러터 해석을 MSC. NASTRAN을 통하여 수행하였으며, 예측된 결과는 참고문헌의 결과와 비교함으로써 공탄성 해석의 유효성을 검증하였다.
등방성 알루미늄 재료가 적용된 모핑 날개 모델에 대하여 날개 안 쪽의 접는 각도에 따른 플러터 응답을 예측하였다. 본 계산 결과를 참고문헌 결과와 비교하였고, 정확하게 예측함을 확인하였다. 접는 날개의 플러터 특성을 향상시킬 수 있는 다양한 요인에 대하여 해석을 수행하였다. 우선, 힌지 강성값과 날개 바깥 쪽의 접는 각도를 변화시킴으로써 모핑 비행체에 대한 공탄성 응답을 예측하였다. 또한, 등방성 재료인 알루미늄 대신, CFRP의 복합재료를 모핑 날개에 적용하였을 때 적층각 혹은 적층 형태에 따른 플러터 해석을 수행하였다. 결과로부터 다양한 요인 (힌지 강성, 날개 각도, 재료)들에 의해 모핑 날개의 플러터 특성이 변화함을 알 수 있었으며, 특히 복합재료의 적층수나 적층각에 의해 상당히 큰 영향을 받는 것을 확인할 수 있었다.
