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큰 가로세로비를 갖는 유연 날개의 전산유체-전산구조 연계 해석 및 최적설계 연구 = A coupled CFD-CSD analysis and design optimization of high-aspect-ratio flexible wings
서명 / 저자 큰 가로세로비를 갖는 유연 날개의 전산유체-전산구조 연계 해석 및 최적설계 연구 = A coupled CFD-CSD analysis and design optimization of high-aspect-ratio flexible wings / 정용수.
저자명 정용수 ; Jung, Yong-Su
발행사항 [대전 : 한국과학기술원, 2014].
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초록정보

In the present study, a coupled method of computational fluid dynamics (CFD) and computational structural dynamics (CSD) has been developed to predict the aerodynamic loads and the elastic deformations of high-aspect-ratio wings. Within the CFD flow solver, the Navier-Stokes equations were discretized using a vertex-centered finite volume method based on unstructured meshes. A deforming mesh technique was adopted to handle elastic deformation. In the CSD structure solver, the high-aspect-ratio wing structure was modeled by a nonlinear, isotropic, Euler-Bernoulli beam. To obtain the discretized equations governing the wing elastic motion, a finite-element-formulation based on Hamilton`s principle was used. The CSD solver also includes a built-in aerodynamics model based on a two-dimensional strip theory, coupled with uniform/linear inflow models. The unsteady effect was considered using the indicial step response method, and the aerodynamic model was extended to the non-linear regime to consider the non-linearities in the lift, pitching moment and drag behaviors due to airfoil stall. The aforementioned CFD and CSD solvers were coupled by adopting a loose-coupling methodology. Wing aerodynamic loads were calculated by integrating the surface pressure and the skin friction distributions along the wing chord at a number of wing spanwise locations. Then, the CFD aerodynamic loads are provided to the CSD solver to determine the wing response to the CFD loads. In CSD solver, the wing elas-tic deformations along the wing span were transferred to CFD solver for mesh deformation using shape functions. For the case of static aeroelastic analysis, steady state CFD calculations were conducted to provide converged aerodynamic loads to CSD solver, and the unsteady time accurate CFD calculations were made at every time step for the case of dynamic aeroelastic analysis. In CSD solver, structural equations of motion were advanced in time using generalized-α time integration method. Initially, to validate the present coupled methods, calculations were made for a hypothetical flexible NACA0012 wing configuration for which abundant predicted results are available for comparison. It was shown that the present CFD-CSD results show good agreement with other predicted data for both static deformations and dynamic behaviors. It was also shown that the CSD code based on the 2-D strip theory is able to provide comparable results with the CFD-CSD calculations, even at post-stall regimes. It was also found that the aeroelastic stability behavior of flexible high-aspect-ratio wing is dominated by geometrical nonlinear coupling effects. Even at flight speeds below the linear flutter speed, limit cycle oscillations are observed if the stable steady state is disturbed by a finite amplitude disturbance when the nonlinear structural beam model was used. The coupled method was then applied to the high-aspect-ratio wing configuration of an electric aerial vehicle developed by the Korea Aerospace Research Institute, and the aeroelastic characteristics of a realistic HALE wing was studied by including varying structural properties along the span. Initially, for an angle of attack of 1.65°, the static wing deformations were investigated by the coupled CFD-CSD method. In these static aeroelastic analyses, two operational flight speeds of 7.6 and 10m/s were considered with the standard atmosphere condition at sea level. In the case of 7.6 m/sec, the flap-up bending deflection at the wing tip was predicted to be about 4.4% of the wing semi-span, while the predicted tip torsion is approximately 1.38°in nose-down direction. As the flight speed is increased to 10m/sec, the wing is further deflected in both ways. Very similar results were also obtained when the 2-D strip theory was used. Next, time-accurate coupled CFD-CSD calculations were performed for various flight speeds ranging from 7.6 m/s to 20 m/s, and the dynamic behaviors were analyzed when the wing was perturbed from its static aeroelastic equilibrium state, due to a chordwise one-cycle sinusoidal tip force. It was found that the EAV-2H wing started to be unstable at the flight speed of 17.81 m/s by the coupled CFD-CSD method. To improve dynamic stability of NACA0012 wing, a design optimization framework based on a genetic algorithm and an artificial neural network is utilized. For aeroelastic analysis of NACA0012 wing, the strip theory was utilized as an aerodynamic module. Center of gravity position and wing taper ratio which affect wing dynamic stability were defined as optimization design variables. The design results were validated using the coupled CFD-CSD method. As a results, the flutter speed was increased by 13.8 % with optimized center of gravity position maintaining aerodynamic performance. In case of the wing taper ratio design, the flutter speed was also increased by 13.8 % with the optimized taper ratio of 0.68 improving aerodynamic performance.

본 연구에서는 전산유체역학과 전산구조역학을 연계 해석하여 큰 가로세로비 날개에 작용하는 공력하중과 구조적 탄성 변형을 예측하였다. 전산유체 해석도구의 경우, Navier-Stokes 방정식은 비 정렬격자 기반의 격자점 중심의 유한체적법을 이용하여 차분화 되었다. 또한 구조적 탄성변형을 처리하기 위해 격자변형기법이 적용되었다. 전산구조 해석도구의 경우, 큰 가로세로비 날개는 비선형, 등방성, 오일러-베르누이 보로 모델링 되었다. Hamilton 원리를 기반으로 한 구조 방정식은 유한요소법을 이용하여 차분화 되었다. 전산구조 해석도구는 이차원 strip theory 기반의 공기력 모델의 포함하는데, 비정상 효과를 고려하기 위해 indicial step response 방법을 사용하였으며 stall 영역에서의 양력, 항력, 피칭 모멘트의 비선형이 고려되었다. 이러한 전산유체와 전산구조 해석도구는 각 독립적인 해석이 수행되고, 결과의 정보를 주고받는 형태인 연성 연계방법으로 연계되었다. 전산유체 해석을 통해 예측된 날개의 공력하중은 길이방향의 수많은 단면에서 표면 압력과 마찰을 코드방향으로 적분하여 계산되었다. 전산구조 해석을 통해 날개 길이 방향에 따른 탄성 변형을 예측하고, 격자 변형기법을 이용하여 재 생성된 격자는 이후 전산유체 해석에 사용되었다. 정적 공탄성 해석의 경우에는 수렴된 공력하중을 얻기 위해 정상상태 전산유체 해석이 수행되었고, 동적 공탄성 해석의 경우에는 매 시간마다 시간 정확성을 갖는 비정상 전산유체 해석이 수행되었다. 전산구조 해석의 경우, generalized-α 전진 시간기법을 사용하였다. 본 연구의 연계 해석 방법을 검증하기 위해, NACA0012 익형의 유연하고 큰 가로세로비 날개의 공탄성 해석을 수행 하였다. 그 결과, 정적 및 동적 공탄성 해석에서 본 연구의 전산유체-전산구조 연계해석 결과는 타 연구자의 결과와 잘 일치하고 있음을 확인하였다. 또한 공력 모듈로서의 이차원 strip theory를 이용한 해석 결과와 전산유체-전산구조 해석 결과를 비교하였다. 그 결과 유연한 큰 가로세로비 날개의 동적 거동은 구조적 비선형성에 큰 영향을 받고 있음을 알 수 있었다. 구조적 비선형 보 모델을 사용할 때에, 특정 가진 이후 선형 플러터 속도 이하에서 제한주기운동이 관찰되었다. 이후, 검증된 연계해석 방법은 날개 길이 방향에 따라 구조적 특성이 다양한 한국항공우주연구원의 전기 동력 무인기의 큰 가로세로비 날개에 적용되었다. 운용조건 비행속도 7.6 m/s 과 10 m/s 에서의 정적 공탄성 해석을 수행하였다. 7.6 m/s 에서는 날개 끝단 에서 날개 길이의 4.4 %에 해당하는 위쪽 방향의 굽힘 변형과, 1.38˚ nose-down 비틀림이 발생 하였으며, 10 m/s 에서는 동일한 방향으로 그 변형 량이 증가하였다. 이차원 strip theory를 이용한 해석 또한 유사한 결과를 얻을 수 있었다. 이후, 전산유체-전산구조 연계해석 방법을 이용하여 7.6 m/s 에서 20 m/s 의 비행속도 범위 내에서 동적 공탄성 해석을 수행하였다. 안정성 해석을 위한 가진으로써 날개 끝단에 코드 방향으로 한 주기의 사인파 형태의 힘을 가하였고, 17.81 m/s 의 비행속도에서 불안정한 동적 거동이 확인되었다. 마지막으로, NACA0012 날개의 동적 안정성을 향상시키기 위해 유전자 알고리즘과 인공 신경망 기법을 이용하여 최적 설계 프레임을 구성하였다. 이때의 동적 공탄성 해석의 경우 계산 부담이 적은 strip theory를 공력 모듈로 이용하였다. 동적 안정성에 영향을 주는 날개 길이 방향에 따른 무게중심 위치와 테이퍼 비를 설계 변수로 하였으며, 설계된 날개는 전산유체-전산구조 연계 해석을 수행 함으로써 결과의 검증을 수행하였다. 설계 결과, 최적 무게중심 분포를 갖는 날개의 경우 공력 성능을 유지하면서 13.8 % 증가된 플러터 속도가 예측되었다. 테이퍼 비 최적설계 결과 0.68의 테이퍼 비를 갖는 날개는 공력 성능이 향상 되었으며, 플러터 속도는 13.8 % 증가하였다.

서지기타정보

서지기타정보
청구기호 {MAE 14025
형태사항 vii, 85 p. : 삽도 ; 30 cm
언어 한국어
일반주기 저자명의 영문표기 : Yong-Su Jung
지도교수의 한글표기 : 권오준
지도교수의 영문표기 : Oh-Joon Kwon
학위논문 학위논문(석사) - 한국과학기술원 : 항공우주공학전공,
서지주기 참고문헌 : p. 80-83
주제 큰 가로세로비를 갖는 유연 날개
전산유체역학
전산구조역학
전산유체-전산구조 연계 해석
최적설계
High-aspect-ratio flexible wing
Computational fluid dynamics
Computational structural dynamics
Coupled CFD-CSD analysis
Design optimization
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