COMPUTATIONAL FLUID DYNAMICS OF THE LOW-SPEED LONGITUDINAL AERODYNAMIC CHARACTERISTICS FOR BWB TYPE UCAV CONFIGURATION

1. 서 론

UCAV(Unmanned Combat Aerial Vehicle, 무인전투기)는 기 존 무인기의 감시·정찰 임무와 더불어 탐지·추적·공격의 전술 적 임무를 동시에 수행할 수 있는 무기체계로써 장시간·장거 리 비행과 저피탐성이 주요 요구 성능이며, 이를 위해 삼각날 개를 기본형상으로 발전하는 추세다. 미국의 X-47 시리즈와 유럽의 Taranis, nEUROn 등의 주요 개발중인 UCAV 형상을 보면 몇 개의 공통점을 가지는데, RCS를 감소시키기 위해 sweep back된 앞전에 맞춰 뒷전을 정렬시키거나 특정한 각도

로 꺾여(cranked)있으며, 수평·수직 미익을 가지지 않는 무미 익과 동체와 날개가 부드러운 곡선으로 이어지는 BWB (Blended Wing Body, 연속일체형 날개-동체)형태를 가진다.

BWB형 외형은 동체와 날개 사이의 불연속면을 최소화함으로 써 RCS 감소효과와 더불어 체공시간과 임무거리를 증가시킬 수 있다[1]. 기본형상인 삼각날개는 익단실속과 앞전와류 (Leading Edge Vortex)의 생성·소멸로 인한 pitch break라는 종 축 안정성의 비선형성이 나타난다[2]. Pitch break는 앞전의 스 윕각(Λ)과 레이놀즈/마하수, 앞전의 곡률에 따라 그 원인과 발생하는 위치 그리고 특성이 달라지게 되며, 날개의 비틀림, fence나 와류발생기(Vortex Generator)로 유동을 제어하여 비선 형성을 완화시키기도 한다[3,4,5]. UCAV 형상에 대한 공력성 능 연구는 크게 풍동시험과 전산유체역학 기법(CFD)으로 나 눌 수 있는데, 날카로운 앞전을 가진 형상의 경우는 강제적으 로 전단층 박리가 발생하여 separation line이 고정되어 있기

2한서대학교 항공기계학과

3(주)한화 종합연구소 대공체계팀

4건국대학교 항공우주정보시스템학과

C OMPUTATIONAL F LUID D YNAMICS OF THE L OW- S PEED L ONGITUDINAL A ERODYNAMIC

C HARACTERISTICS FOR BWB T YPE UCAV C ONFIGURATION

S.H. Park, ¹ K. Chang, ^*2 H.J. Shim, ³ D.J. Sheen ² and S.H. Park ⁴

1Dept. of Aerosystem Engineering, Hanseo Univ.

2Dept. of Aeromechanical Engineering, Hanseo Univ.

3Hanhwa Corporation R&D Center, Surface-to-Air System

4Dept. of Aerospace Information Engineering, Konkuk Univ.

In the present work, numerical simulations were conducted on the scaled model of the BWB type UCAV in the subsonic region using ANSYS FLUENT V15. The prediction method was validated through comparison with experimental results and the effect of the twisted wing was investigated. To consider the transitional flow phenomenon, γ transition model based on SST model was adopted. The coefficients of lift, drag and pitching moment were compared with experimental results and the pressure distribution and streamlines were investigated.

The twisted wing decreases the lift force but increases lift-to-drag ratio through delay of stall and leading edge vortex’s movement to the front, also the non-linearity of the pitching moment is decreased.

Key Words : 무인전투기(UCAV), 삼각날개(Delta wing), 앞전와류(Leading edge vortex), 전산유체역학(CFD)

Received: June 8, 2016, Revised: September 13, 2016, Accepted: September 13, 2016.

* Corresponding author, E-mail: [email protected] DOI http://dx.doi.org/10.6112/kscfe.2016.21.3.048

Ⓒ KSCFE 2016

Fig. 1 Geometry, pressure measurement stations from wind tunnel model[7] and axis system

때문에 패널기법과 같은 비교적 간단한 방법으로도 만족할 만한 수준의 예측이 가능하다[6]. 하지만 bluntness를 가지는 앞전의 경우는 익단 실속, 초기 전단층 박리와 발달하는 와류 의 위치/강도는 경계층과 밀접한 관계를 맺고 있어, 층류-난 류 천이현상 및 레이놀즈수에 매우 의존적이기 때문에 Navier-Stokes 방정식 기반의 점성 0 수치해석이 요구된다. 또 한 동적 응답특성과 기동, 내부무장창 운용과 같은 복잡한 물 리현상을 예측하기 위해 UCAV 형상연구에 있어 CFD 활용이 차지하는 비율이 점차 커지고 있다.

본 연구에서는 국내 UCAV 형상의 축소 모델에 대해 아음 속 영역에서 CFD해석을 수행하고, 풍동시험치와 비교를 통해 예측방법을 검증하고 익단의 washout 비틀림이 유동장과 공력 특성에 미치는 영향을 살펴보았다.

2. 수치해석 방법

2.1 형상 및 격자

본 연구에서 비교 데이터로 사용한 Shim[7]의 풍동시험 모 델의 제원은 Fig. 1과 같다. 층류 경계층을 상대적으로 길게 유지하여 유동특성을 좋게 하는 NACA64A210 에어포일을 사 용하였으며, 전체적인 형상은 UCAV1303 플랜폼을 기반으로 한다. 날개폭은 2000 mm이며, 평균시위선(MAC)은 708.3 mm, 스윕각은 47°, 뒷전 크랭크각은 30°이며   

  부 터   까지 선형적으로 5°의 비틀림각(, Washout)을 가졌다.

비틀림각은 주로 익단에서 최초로 실속이 일어나는 테이퍼 날개의 스팬방향 양력분포를 타원형 날개와 가깝게 하여, 익 단이 아닌 안쪽에서 먼저 실속이 일어나게 함으로써 날개의

Fig. 2 Grid of the UCAV model(Mesh1)

Fig. 3 

^

실속 특성을 좋게 하는 목적으로 활용된다. 삼각날개의 경우 익단 실속이 종방향 모멘트특성에도 큰 영향을 미치므로, 본 연구에서는  0°인 기본 형상을 추가로 해석하여 비교분석 하였다.

압력측정 위치는 풍동시험에서의 측정한 8개의 스팬방향 station 중



유동장 계산영역은 사각 box형태로 구성하였으며, 계산비 용을 절약하기 위해 UCAV 형상의 중심선을 따라 절단하여 symmetry 형태로 구성하였다. Far-field 영역의 크기는 UCAV 로부터 후류방향으로 

 _

 _

 _

격자는 상용 격자생성프로그램인 ICEM-CFD를 이용하여 사면체 비정렬격자와 함께, 경계층 해석의 정확성을 위하여 날개표면 근처의 프리즘 격자를 추가하였다(Fig. 2). UCAV 상

총 프리즘 격자층 높이와 height ratio를 조절하였다. Washout 을 위한 익단 비틀림 유무 형상에 따른 격자설정은 동일하며, 격자 테스트를 위해 조밀한 격자(Mesh 2)를 추가로 생성하였 다. 격자생성에 대한 자세한 정보를 Table 1에 정리하였다.

2.2 해석 조건

풍동시험[7]과 동일하게 속도 60 m/s, 난류강도 0.07%의 자 유류 조건에서 해석을 수행하였으며 기타 유동 물성치는 평 균 해수면 환경과 동일하다. 레이놀즈수는 평균시위선을 기준 으로 2.9×10⁶ 이다. 받음각범위는 0° ~ 21°이며, 공력 특성의 비선형 구간에서 해석점을 조밀하게 선정하였다.

해석은 상용 CFD 코드인 FLUENT 15.0[8]을 사용하였으며, 난류모델로는 층류-난류 천이현상이 와류생성에 미치는 영향 을 모사하기 위해 SST 모델을 기반으로 crossflow instability 천이를 반영한 γ 난류모델[9]을 사용하였다. 내재적 방법의 time-accurate 해석으로 공간과 시간 모두 2차 정확도의 스킴 을 적용하였으며, 압력-속도 보정은 SIMPLE 알고리즘을 사용 하였다. 무차원 시간간격은 

^





 _∞

 을 만족하도록 0.0005833 sec로 설정하였으며, 각 time step마다 설정된 에러 범위 내에 수렴하도록 sub iteration 횟수를 정하였으며 총 1000 time step이상 계산하였다.

Triangular, Tetrahedral Prismatic Volume density 40 mm First layer

height 6×10^-3 mm Expansion

ratio 1.2 No. of layers 22 LE/TE

element size 10^-3× MAC Height ratio 1.15 Grid size(Mesh 1)

Surface tri.

elem. 173,655 Prismatic cells 3,820,410 Tetrahedral

cells 3,253,191 Total cells 7,063,701 Grid size(Mesh 2)

Surface tri.

elem. size reduced to

3/4 LE/TE

element size reduced to 5/7 No. of layers increased to

30 Total

cells 12,054,136 Table 1 Computational grid setting and size

(a)

(b)

(c)

Fig. 4 Lift, drag and pitching moment coefficients with A.O.A.

3. 해석 결과

Fig. 4는 익단 비틀림 유/무 형상에 대한 Mesh 1의 공력계 수 해석결과를 풍동시험과 함께 비교한 것이다. 양력계수는

Fig. 5 Coefficients fluctuations at   

Fig. 6 Pressure coefficients at   

Fig. 7 Pressure coefficients at   

풍동시험과 비교하여 선형구간에서 그 크기와 기울기가 대체 로 잘 일치하였다. 하지만 비선형 구간이 시작되는 받음각 영 역은 풍동시험과 비교하여 1.8° 정도 이르게 나타났으며, 그 크기도 작게 예측되는 경향을 보였다. 항력계수 역시 전체적

Fig. 8 Pressure coefficients at   

Fig. 9 Pressure coefficients at   

인 경향이 잘 일치하는 가운데, 양력계수에서 비선형 구간을 보인 영역에서 크기와 기울기 변화가 관찰되는 받음각 영역 에서 차이를 보였다. 모멘트 계수의 경우 선형 구간에서 일정 한 값을 유지하다가 pitch break 지점 이후 급격히 증가하였다 가 peak점 이후 다시 급감하는 경향은 동일하였다. 또한 비선 형구간이 시작하는 받음각 영역이 다른 공력계수와 다르게 pitch break가 시작하는 받음각 역시 °로 동일하였다. 하지 만, 풍동시험에서 볼 수 있는 pitch up 도중 기울기 변화를 포 착하지 못하였으며, 전체적인 모멘트계수 크기에 있어 정량적 인 차이를 보였다.

시간에 따른 공력계수의 변화를 살펴본 결과, Fig. 5와 같 이 평균값 대비 변동폭(표준편차/평균값)이 받음각 18.9도에서 최댓값을 보여주었으며, 동시에 진동신호를 이루기 위한 충분 한 샘플 수를 보여주어 time-accurate 계산 시간간격 설정값의 타당함을 입증하였다. 받음각 18.9도에서의 공력계수 진동주 파수는 FFT 분석 결과 대략 78.5 Hz임을 알 수 있었다. 양력

Fig. 10 Pressure distribution and surface streamlines in upper surface

계수를 포함하여 다른 공력 계수들의 주파수가 동일한 값을 보여주고 있는데 이는 에어포일의 후류에 의한 유동 진동보 다는 앞전에서 발생되는 앞전와류에 의한 영향으로 판단된다. Fig. 6-9 에서 풍동시험과의 압력계수 비교결과, 받음각 12.6°까지는 각 station 마다 계산값이 잘 일치하였다. 하지만 받음각 14.8°에서 와류가 아직 진행 중이어서 suction pressure 를 보여주는 풍동시험과 달리, 해석결과에서는 실속하였음을 압력계수를 통해 보여주었다. 이는 CFD 해석이 풍동시험보다 이른 익단실속으로 아직 익단부근에도 발달되어 있는 와류를 제대로 포착하지 못하였음을 의미한다.

Fig. 9에서 조밀한 격자의 Mesh 2 역시, 근소하게 풍동 시 험값과 일치하는 안쪽과는 다르게 익단 부근의 유동은 Mesh 1과 동일한 불일치성을 보여주었다.

Fig. 11 Pressure distribution and surface streamlines in lower surface

이는 Fig. 10에서의 압력선도와 표면마찰선도를 통해서도 확인할 수 있는데, 익단 부근까지 와류의 발달로 suction pressure 영역을 보여주는 받음각 12.6°와는 달리, 받음각 14.8°

에서는 대부분의 suction pressure 영역이 apex쪽으로 이동하였 고, 익단 쪽은 모두 실속에 잠겼다는 걸 볼 수 있다. 그 결과, 앞전와류가 기인하는 양력증가 효과를 볼 수 없어 풍동시험 치보다 작은 양력계수를 예측하였으며, pitch break 후 가파른 pitch up 시작점도 풍동시험보다 이른 받음각에서 나타난 것 으로 볼 수 있다.

받음각에 따른 층류-난류 천이현상의 해석결과를 관찰하기 위해 상단면의 표면마찰계수 선도를 Fig. 11에 나타내었다. 표 면마찰계수가 급격히 변화하는 부분이 천이지점으로써, 천이 시작점은 받음각이 증가할수록 apex부분으로 이동하게 되며,

Fig. 12 Skin friction coefficient on the upper surface

Fig. 13 Comparison of pressure distribution and streamwise velocity field vicinity of the wingtip between twisted/untwisted wing at   

받음각 8.4°에서는 거의 모든 영역이 난류 영역에 잠긴다는 것을 알 수 있다. 따라서 앞전와류가 공력특성에 영향을 미치 기 전에 이미 천이가 완료되어, 본 레이놀즈수 영역에서는 천 이효과가 종축 안정성에 큰 영향을 미치지 않을 것으로 예상 할 수 있다.

마지막으로 익단의 비틀림이 와류구조와 공력 특성에 미치 는 영향을 살펴보았다. Fig. 4에서 익단에 비틀림이 없다면 양 력이 향상됨과 동시에 항력 또한 커진다는 것을 알 수 있다. 가장 주목할 점은 피칭모멘트인데, 가파른 pitch up특성이 비 틀림이 있을 경우 pitch break 이후의 기울기

 _

가 감소하 고, 서서히 익단 실속이 진행되는 반면, peak점은 큰 것을 알 수 있다. Fig. 12에서는 pitch up이 시작하는 받음각 8.4°에서 비틀림 형상(αt = -5°)과 정렬형상(αt = -0°)의 익단에서의 압력 분포와 유동방향 속도성분을 보여준다. 비틀림이 없는 경우, 조기에 익단 실속으로 인해 음의 속도방향의 역류가 나타나 는 것을 알 수 있다. 그와 동시에 앞전와류의 위치 또한 비틀 림 형상에 비해 전방으로 이동하였음을 압력분포를 비교하여 확인할 수 있다.

Washout 비틀림으로 인한 스팬방향 유동장 차이를 Fig. 13

Fig. 14 Spanwise Lift Distribution at   

의 스팬방향 양력분포를 통해 살펴보았다. 각 단면 양력계수 (section lift coefficient)는 아래의 식과 같이 각 단면에서 압력 계수를 적분하여 구하였으며, 이 때 점성 성분은 양력계수에 미치는 영향이 매우 작으므로 무시하였다.



_

cos

 _ ^

^

^

^

^

비틀림 이전의 inboard 영역에서는 거의 동일한 양력 특성 을 가지다가,   부터 양력분포가 차이를 보이기 시작한 다(Fig. 14). 비틀림이 없는 형상의 경우, 익단에서는 이미 실 속이 진행되어 단면 양력계수가 급격히 감소하였으며,

  에서 최대양력이 작용하여, 받음각이 더 증가하면 이 부분까지 빠르게 실속에 잠길 것으로 예상된다. 반면에 washout 형상의 경우는 최대양력이 익단에서 나타나며 이곳에 서 실속이 시작되고 있으며, 그 바로 안쪽은(   이하) 상대적으로 아직 안정한 것으로 판단된다.

4. 결 론

본 연구에서는 레이놀즈수 2.9×10⁶ 영역에서 날개폭 길이 가 2000 mm며, 익단에 비틀림각이 -5°의 UCAV 형상에 대한 전산유동해석을 수행하여 풍동시험값과 결과를 비교·분석하 였다. 해석 결과 선형구간에서는 공력계수와 압력분포 예측치 가 실험값과 잘 일치하였지만, pitch break 이후에는 예측능력 이 감소하였음을 보여주었다. 세밀한 분석을 위해 날개면 각 위치의 압력계수 결과를 비교한 결과, 풍동시험에 비해 익단 실속과 apex방향으로의 와류 이동이 시작하는 받음각을 이르 게 예측한 것으로 나타났다.

음을 확인하였다.

본 연구의 결과를 토대로 추후에는, 다른 방식으로 날개면 상단의 volume 영역 격자의 밀집도를 높이거나 초기 해를 이 용한 격자 adaption과 같은 방법으로, 와류구조를 더욱 정밀하 게 포착하여 해의 정확도를 높인 후 와류발생기(Vortex Generator)의 추가와 같은 형상연구를 수행할 계획이다.

후 기

본 연구는 미래창조과학부 첨단 사이언스-교육 허브 개발 사업(NRF-2011-0020560) 지원으로 수행되었습니다.

References

[1] 2008, Khalid, M., Yuan, W. and Zhang, F., "A CFD study of UCAV 1303 baseline model at cruise mach numbers,"

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[5] 1996, Chu. J. and Luckring, J.M., "Experimental surface pressure data obtained on 65° delta wing across Reynolds number and Mach number ranges," NASA TM 4545.0.

[6] 1993, Mondoloni, S.L., "A numerical method for modelling unsteady wings with sharp edges maneuvering at high angles of attack," Doctor of Philosophy, MASSACHUSETTS INSTITUTE OF TECHNOLOGY.

[7] 2015, Shim, H.J., "An experimental study on wake characteristics of vane-type vortex generator and its application," Ph. D. Thesis, KAIST.

[8] ANSYS FLUENT USER’s Guide.

[9] 2014, Menter F.R. and Smirnov, P., "Laminar-turbulent transition modeling based on a new intermittency model formulation," 11th World Congress on Computational

Mechanics.