The tailing wake vortices produced behind wing of an aircraft play an important role on wing performance due to its induced velocity. In addition, a condition in which wing is located in the wake region of preceding wing causes more complicated problems. In fixed wing, the trailing vortices from heavy aircraft can pose a hazard to the following aircraft. In helicopters, noise and vibration problems caused by interactions between the trailing vortices from rotor blades and following blades have been a challenging topic. The active trailing-edge flap can be a possible alternative to resolve the blade-vortex interaction (BVI) problem and to achieve the reduced wake vortex age. In this study, aerodynamic and wake characteristics of wing with moving flap were investigated through experiment and numerical simulations. The numerical simulations using vortex lattice method (VLM) including wake vortices produced between wing and flap juncture were performed and validated by comparing with the experimental data. A new gap modeling method to model the wing-flap juncture is developed, which can simulate the unsteady aerodynamic flap motions by considering the shed vortex components detached from the trailing edge. The aerodynamic characteristics of flap-deflected wings were validated through comparisons with the experimental data from NASA technical note. The wake behaviors of four-vortex system on triangular-flapped wing were simulated and compared with the reference experiment, and the limits of the developed wing-flap gap model were investigated. For the unsteady flap motions, a wing model, which has SMA-actuated two flaps symmetrically located at the middle of the span, was designed, fabricated, and tested its control performance. Subsequently, aerodynamic characteristics depending on phase difference of the two flaps were measured through the wind tunnel experiments. The lift coefficients depending on the flap motions from the simulations were validated through the experimental data, and the corresponding wake configurations can be obtained. In addition, the simulations with and without the gap model, and the simulations using quasi-unsteady and unsteady gap models were performed and compared. Further studies on various flap angles and frequencies using the developed gap model are expected to be able to predict the aerodynamic characteristics and simulate the wake behaviors in an aircraft wing and rotor blades with active flap. Moreover, it is expected that many improvements in wake-induced problems can be achieved by utilizing the proposed gap model in designing the active-flapped wing.
날개에서 발생하는 와류는 유도 속도를 야기하여 날개 성능에 매우 중요한 역할을 한다. 또한 날개 후류에 다른 날개가 위치하는 경우 와류의 유도 속도로 인해 더욱 복잡한 문제를 야기한다. 고정익의 경우 대형 항공기의 와류는 뒤따르는 항공기의 안정성에 위협이 되며, 헬리콥터의 경우 블레이드에서 발생하는 와류가 다른 블레이드와의 간섭으로 인해 심각한 소음과 진동을 유발한다. 따라서 이러한 문제들을 해소하기 위해 능동형 플랩이 그 해결책이 될 수 있다. 본 연구에서는 움직이는 플랩을 갖는 날개에 대한 실험과 수치해석을 통해 공력과 후류의 변화를 분석하고자 한다. 수치적으로 플랩의 움직임에 따른 공기역학을 수치적으로 모사하기 위해 비정상 날개-플랩 사이 모델을 와류격자법을 이용하여 개발하였다. 움직이지 않는 플랩에 대한 공력 예측은 참고 문헌의 실험을 통해 검증하였고, 날개 후류의 거동은 4개 와류 시스템을 형성하는 삼각형 플랩을 갖는 날개의 실험과 비교하여 제안한 수치 모델의 유용성과 사용 한계를 분석하였다. 움직이는 플랩에 대한 공력 데이터는 직접 날개 모델을 설계, 제작하여 풍동 실험을 통해 측정하였다. 플랩의 움직임을 위해 형상기억합금 작동기로 구성되는 간단한 제어 시스템을 구축하여 사용하였다. 제작된 날개 모델은 두 개의 플랩을 가지며 두 플랩의 위상차 움직임에 따른 공력 변화를 측정하였다. 개발된 수치 모델을 통해 공력을 비교 검증하였고 그에 따른 후류를 모사할 수 있었다. 또한, 제안한 날개-플랩 사이 모델 유/무에 따른 해석과, 준 비정상 및 비정상 모델에 따른 해석을 수행하고 비교하였다. 개발된 수치 모델을 이용하여 다양한 플랩의 각도 및 주파수에 대한 추후 연구를 통해 후류에 의한 문제 해결에 많은 발전을 기대할 수가 있다.
