충격파 및 유동점성 효과를 고려한 항공기 날개-동체 형상에 대한 공탄성 응답

Abstract

본 연구에서는 충격파 및 유동박리효과를 고려하여 항공기 동체-날개 형상(DLR-F4)에 대한 천음속 공탄성 응답해석을 수행하였다. 시간 영역에서 전산유체역학, 유한요소모델 및 전산구조동역학 기법을 활용한 유체-구조 연계시스템을 적용하여 공탄성 해석을 수행 하였으며, 이를 이용하여 비행체의 설계에 정확하고 유용한 결과를 제시할 수 있다. 천음속 영역에서 항공기 동체-날개 형상에 대해 비선형 비정상 공력해석을 수행하기 위하여 6면체 구조 격자를 생성하였고, Navier-Stokes 방정식을 적용하였다. 항공기 동체-날개 형상의 정적 및 동적 공탄성 응답 특성을 파악하였고, 항공기 설계 및 시험 연구자에게 실제적이고 유용한 결과를 제시할 수 있다. In this study, transonic aeroelastic response analyses have been conducted for the DLR-F4(wing-body) aircraft configuration considering shockwave and flow separation effects. The developed fluid-structure coupled analysis system is applied for aeroelastic computations combining computational structural dynamics(CSD), finite element method(FEM) and computational fluid dynamics(CFD) in the time domain. It can give very accurate and useful engineering data on the structural dynamic design of advanced flight vehicles. For the nonlinear unsteady aerodynamics in high transonic flow region, Navier-Stokes equations using the structured grid system have been applied to wing-body configurations. In transonic flight region, the characteristics of static and dynamic aeroelastic responses have been investigated for a typical wing-body configuration model. Also, it is typically shown that the current computation approach can yield realistic and practical results for aircraft design and test engineers.