반실험적 기법 및 CFD 코드를 이용한 자유회전 테일핀을 갖는 커나드 조종 미사일에 관한 공력해석

Abstract

반실험적 기법과 CFD 코드를 이용하여 자유회전 테일핀을 갖는 커나드 조종 미사일의 공력특성을 연구하였다. 반실험적 기법에서는 테일핀의 회전각에 따른 공력계수의 평균을 구한 후 자유회전 테일핀의 공력계수를 계산하였다. 또한 테일핀의 평균 롤링 및 롤 댐핑 모멘트계수를 이용하여 자유회전 테일핀의 회전율을 예측하였다. CFD 계산의 경우 중첩격자를 이용한 6-자유도 해석을 통해 테일핀의 회전율을 계산하였다. 미사일의 공력계수 예측 값들은 풍동실험 결과와 유사하게 나타났고, 커나드 롤 조종 및 요 조종시의 테일핀 회전율 또한 풍동실험결과와 근접하게 나타났다. 본 연구를 통해 자유회전 테일핀을 갖는 커나드 조종 미사일에 관한 공력해석에 반실험적 기법을 적용할 수 있음을 확인하였다. In this study the aerodynamic characteristics of a canard-controlled missile with freely spinning tailfins were investigated by using a semi-empirical method and a CFD code. The mean aerodynamic coefficients for the rolling and roll damping moments were first calculated and then used to predict the roll-rate of freely spinning tailfins. The calculation of roll-rate in the CFD code was carried out by combining a Chimera overset grid system and 6-DOF analysis module. The predicted roll-rate was in good agreement with the experimental data for the roll and yaw canard control inputs. It was also shown that the results are in good agreement with the prediction by a CFD code. This indicates that the semi-empirical method can be used to predict the roll-rate of a canard-controlled missile with freely spinning tailfins.