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J. KIMS Technol > Volume 26(2); 2023 > Article
저/고 충실도 기법을 이용한 그리드핀 공력 특성 예측

Abstract

To predict the aerodynamic characteristics of the grid fins from subsonic to supersonic speeds, low fidelity SW as well as CFD SW were applied. VLM(Vortex Lattice Method) and SE(Shock-Expansion) method were used at subsonic and supersonic speed domain respectively for the rapid prediction of low fidelity SW. For 2 configurations of the grid fins, the CFD computations and tests using the trisonic wind tunnel were also performed to compare the results of the grid fins. The results of low fidelity SW, CFD SW and the wind tunnel tests data were agreed well each other. Through further research on the grid fins, the effective parameters of the grid fin configurations according to the speed regime will be investigated.

기 호 설 명

CA 전기체의 축력 계수
CN 전기체의 수직력 계수
ChA 그리드핀 단독의 축력 계수
ChN 그리드핀 단독의 수직력 계수
CL 양력 계수
CD 항력 계수
Sref 기준 면적(=기저면적)

1. 서 론

일반적으로 공기역학적 조종면은 공기 중을 비행하는 비행체의 안정성 및 조종성을 확보하기 위해 사용된다. 공기역학적인 조종면으로는 주로 다각형의 평판 형태를 가지는 planar fin(이하 평판핀)이 주로 사용되나, grid fin(혹은 lattice fin, 이하 그리드핀)이 사용되는 경우도 있다.
그리드핀은 1950년대 러시아에서 개발되었으며, 러시아의 우주 발사체 및 유도 무기 등에 사용되고 중국의 우주 발사체, 미국의 MOAB와 Orion LAV(Launch Abort Vehicle), SpaceX의 Falcon-9 등에도 사용되고 있다[1]. 그리드핀은 장착 용이성과 함께 작용하는 힌지모멘트가 매우 작은 등의 장점을 가지고 있는 반면, 그리드핀에 작용하는 항력이 매우 크고 속도 영역에 따라 공기역학적인 특징이 크게 변화하는 등의 단점을 동시에 가지고 있다.
이러한 그리드핀의 공력 특성에 대한 연구는 주로 풍동시험[2,3] 및 탄도시험 시설(Ballistics Range)[4] 등을 이용한 실험적인 연구와 해석하는 충실도의 정도에 따라 저충실도의 반경험식(Semi-Empirical 혹은 Low Fidelity, 이하 LF)[510] 등을 이용한 연구 그리고 고충실도의 전산유체역학 기법(Computational Fluid Dynamics, 이하 CFD)[1113]을 이용한 연구들이 이루어져 왔다.
그리드핀 공력 특성 산출을 위한 각각의 방법들은 장단점이 있는데, 풍동/탄도 시험의 경우 시험 시설에 적합한 모델의 제작이 필수적이며 이에 따른 모델의 크기 및 시험 영역(속도, 받음각 등) 등의 제한이 있으나, 수행한 시험 조건에 대해서는 정확한 공력 특성을 제공한다. 반면 저충실도 해석 기법인 반경험식 방법은 매우 신속하게 공력 특성을 예측할 수 있다는 장점은 있으나, 사용한 이론/경험식의 제한 조건에 따라 반경험식 결과의 정확도가 결정되게 된다. 고충실도 해석 기법인 CFD는 대부분의 영역에서 풍동 시험과 유사한 결과를 산출하지만, 그리드핀 형상에서 특히 격자수에 따른 계산 결과 차이를 보인다.
Washington 등[2]은 다양한 형상의 그리드핀에 대하여 풍동시험을 수행하고 그리드핀의 공력 특성을 파악하고자 하였다. Fournier[3]는 풍동시험을 이용하여 그리드핀과 평판핀의 공력 특성을 비교하였다. Abate 등[4]은 탄도시험 시설을 이용하여 천음속 영역에서 그리드핀 부착 형상에 대해 시험을 수행하였고, 안정성의 급격한 손실이 관찰되었음을 기술하였다.
반경험식을 이용한 연구로는 Burkhalter 등이 아음속 영역에서는 Vortex Lattice Method, 초음속 영역에서는 Modified version of Evvard's theory에 기반한 방법을 적용하였다[5,6]. Theerthemalai 등은 초음속 영역에서 shock-expansion theory를 이용하여 그리드핀 공력 특성을 예측하였다[79]. Ledlow 등은 반경험식을 적용하여 그리드핀 설계에 반영하고자 하였다[10].
최근에는 CFD를 이용한 연구가 활발해져 Sharma 등은 그리드핀에 대하여 CFD 해석을 수행한 여러 논문을 종합하여 발표하기도 하였다[11]. Reynier 등[12]은 그리드핀을 actuator disc로 치환하고, Dikbas 등[13]은 UGF(Unit Grid Fin) 개념을 이용하여 CFD 계산 효율을 높이고자 하였다.
국내에서는 주로 풍동시험과 CFD를 이용한 방법을 적용하여 그리드핀에 대한 공력 특성을 연구하여 왔다[1417].
본 연구에서는 아음속에서 초음속 영역까지 다양한 속도 영역에서 풍동시험을 수행한 두 가지의 그리드핀 형상에 대하여 충실도 수준이 다른 반경험식 해석과 CFD 해석을 수행하여 그 결과를 풍동시험과 검증하고, 그리드핀의 공력 특성에 대해 분석하였다. 그리고 그리드핀의 형상 변수에 따라 달라지는 공력 특성 영향을 살펴보았다.

2. 해석 형상 및 기법

2.1 그리드핀 및 전기체 형상

그리드핀 형상에 따른 공력 특성을 파악하기 위해 본 연구에서는 Fig. 1에서와 같이 그리드핀을 외곽의 프레임과 내부 셀을 구성하는 웹, 그리고 지지대 총 3가지로 구분하였다.
Fig. 1.
Geometric shape of grid fin
kimst-26-2-149f1.jpg
연구에 사용한 그리드핀은 각각 GF1과 GF2 형상으로 그리드핀 코드 c로 정규화한 GF1의 형상과 동체에 그리드핀 부착 시 순번을 Fig. 2에 나타내었다. GF1 형상은 Fin #1 기준 내부 셀이 정사각형 형태로 가로 셀 2개, 세로 셀 3개로 구성되어 있고, GF2 형상은 Fin #1 기준 각각 4개, 6개로 구성되어 있으며, 외곽 프레임 형상 및 두께, 웹 두께 및 코드 길이는 GF1과 동일하다. 셀 개수에 따라 그리드핀의 형상 변수 중 셀 높이(h) 대비 코드(c)의 비와 wetted area가 변하게 된다. GF1 형상은 h/c가 약 1.89이며, GF2 형상은 h/c 가 약 0.9이다. 그리고 GF2 형상의 wetted area는 GF1 형상의 약 1.68배이다.
Fig. 2.
Configurations for grid fins. (a) Geometry of GF1, b) : GF1 with body, c) : GF2 with body (Rear View))
kimst-26-2-149f2.jpg
본 연구에 사용한 그리드핀이 부착된 동체는 오자이브-실린더 형상으로 전체 길이는 10.4 cal.이며, 오자이브 부분은 3 cal.의 길이를 가진다. 그리드핀은 기저면으로부터 2 cal. 전방에 위치하며, 그리드핀이 부착된 전기체 형상은 Fig. 3과 같다.
Fig. 3.
Ogive-cylinder-grid fin configuration. (GF1 grid fin)
kimst-26-2-149f3.jpg

2.2 풍동시험 수행

앞서 언급한 두 형상의 그리드핀 공력 특성을 획득하기 위한 풍동시험은 국방과학연구소 삼중음속 풍동에서 이루어졌다. 삼중음속 풍동은 아음속에서 초음속에 이르는 다양한 속도 영역으로 시험이 가능한 시설이다.
1개의 내장형 밸런스를 이용하여 동체 및 그리드핀의 전기체 풍동시험 모형에 작용하는 6분력을 측정하였고, 추가적인 풍동시험을 통해 그리드핀 1개에 작용하는 5분력을 측정하였다[16].

2.3 고충실도 공력 예측 기법

고충실도 공력 예측 기법인 CFD 해석은 상용 프로그램인 Star-CCM+를 사용하여 polyhedral 격자 기반 3차원 정상 상태의 RANS 해석을 수행하였다. 난류 모델은 k-ω SST를 사용하였다.
먼저 동체 단독 형상의 해석 결과와 풍동시험 결과와의 비교를 통해 동체의 해석 격자를 결정하고, 그리드핀 부착 전기체 형상에 대한 격자 테스트를 수행하였다. 그리드핀 날개는 내부 셀을 구성하는 웹의 두께가 얇고 각 셀을 통과하는 영역이 좁기 때문에 형상적인 특징을 살리기 위해서는 적절한 크기의 격자가 선정되어야 한다. 또한 Fig. 4와 같이 날개 주변 영역을 구분하여 조밀한 격자를 생성하였다. 그리드핀 앞전 및 뒷전에서의 격자 개수와 표면 격자, 주변 영역의 격자 크기를 세 단계로 조정하여 MESH1~3의 격자를 결정하였다. 벽면에서의 점성 해석을 위해 표면에서의 prism layer는 20개로 동일하며 wall y+가 1 내외가 되도록 첫 격자 두께를 조정하였다. GF1 형상의 경우 최소 격자인 MESH1의 격자수는 약 770만 개, MESH2는 1,260만 개, MESH3은 3,740만 개이며, MESH1과 MESH3의 날개 주변 격자 형태는 Fig. 4에 표시하였다. 풍동시험 결과와 비교하여 격자수에 따른 해석 결과 차이를 Fig. 5에 나타내었다.
Fig. 4.
Mesh configuration. (left: MESH1, right: MESH3)
kimst-26-2-149f4.jpg
Fig. 5.
Comparison of axial and normal force coefficients for GF1 config. (M = 1.6, bank angle = 0 deg.)
kimst-26-2-149f5.jpg
전기체의 수직력 계수(CN)는 해석 결과가 풍동시험 결과와 유사하며, 격자수에 따른 해석 결과 차이가 크지 않았다. 반면 축력 계수(CA)는 격자수에 따라 계수의 차이가 눈에 띄게 나타났는데, 이는 그리드핀 전방에 발생하는 충격파 및 웹과 프레임의 앞전/뒷전(leading edge/trailing edge)에 작용하는 압력에 대해 격자수에 따른 해상도 차이에 기인하는 것으로 보이며 Fig. 6의 등마하선도를 통해서도 확인할 수 있다. MESH3에서 그리드핀 내부와 앞, 뒤쪽에 발생하는 충격파의 형상을 세밀히 모사하고 풍동시험 결과와도 유사한 값을 나타내었다. 이는 다른 마하수 영역에서도 확인되어 최종 격자를 MESH3으로 결정하였다. GF2 형상 또한 동일한 절차로 격자테스트를 수행, 약 5,000만 개의 최종 격자를 선정하였다.
Fig. 6.
Iso-Mach number contours for fin #2 of GF1 config. (left: MESH1, right: MESH3)
kimst-26-2-149f6.jpg

2.4 저충실도 공력 예측 기법

본 연구에서는 그리드핀의 신속한 공력 특성 분석을 위해 이론식에 기반한 저충실도 수준의 해석 기법이 개발되었다. 그리드핀 공력 특성은 속도 영역에 따라 크게 변하기 때문에 공력 해석을 위한 이론 해석 기법도 속도 영역에 따라 각기 다른 기법을 적용하였다.

아음속 영역

그리드핀의 격자 구조에 대한 아음속 영역 해석을 위하여 vortex lattice method와 압축성 Biot-Savart law 가 적용되었다.
그리드핀은 앞서 언급한 바와 같이 격자 구조의 웹으로 구성되어 있고 이러한 웹들은 다시 여러 개 평판의 조합으로 볼 수 있다. 각각의 평판은 Fig. 7에서와 같이 4개의 구석 점(corner point)과 하나의 말굽형 와류(horseshoe vortex)로 정의된다. 각 평판에서의 힘을 결정하기 위하여 각 와류의 세기를 결정하게 되는데, 각 평판의 제어점에서의 평판 수직 속도 성분이 0이 되도록 경계조건을 부과함으로써 계산될 수 있다.
Fig. 7.
Schematics of vortex lattice method[9]
kimst-26-2-149f7.jpg
Vortex lattice method는 선형 포텐셜 이론에 기반하여 유도되었기 때문에 약 8도 이하의 낮은 받음각 영역에서만 적용이 가능하다. 따라서 비선형성이 뚜렷한 고받음각 영역을 해석하기 위해 그리드핀 단독의 수직력 계수 ChN 은 아래의 식과 같은 보정이 필요하다[8].
(1)
Ch,N=ChNVLM11+K1aeff2,K1=1αmax2
이때 αeff는 유효받음각이고, αmax는 π/6 for inner web, π/12 for outer web을 사용한다.
또한 아음속 영역에서 마하수에 대한 보정을 위하여 아래의 식을 적용하게 된다. 참고문헌 [8]에서는 지수부가 1/6이나, 본 논문에서는 1/12를 적용하였다.
(2)
ChN=ChNM=0(1M2)1/12

초음속 영역

초음속 영역에서의 그리드핀 공력 특성을 예측하기 위하여 본 연구에서는 충격파-팽창파 관계식을 적용하였다. 그리드핀 평판에 대한 유동의 입사각을 정의하고 이에 따라 평판 상하면에서의 충격파 영역과 팽창파 영역을 구분할 수 있게 된다. 각 영역에 대해 2차원 충격파 및 팽창파 식을 적용하여 압력을 산출할 수 있다. 이때 2개의 평판이 만나는 코너 영역에서는 매우 복잡한 충격파 혹은 팽창파 간섭이 나타날 수 있으나, 본 연구에서는 신속한 계산을 위하여 인접한 평판에서 발생하는 충격파 혹은 팽창파에 의한 압력 및 간섭 영역의 면적을 계산하고, 이를 이용하여 코너의 중첩 영역에서의 힘을 구한 후 선형적으로 합산하였다[8].

천음속 영역

그리드핀 평판에 대한 천음속 영역에서는 그 구조로 인하여 마치 채널 유동처럼 가정할 수 있기 때문에 하나의 셀 면적 A에 대해 아래와 같이 질식(choking) 마하수 Mch를 구하고 이를 기준으로 구별하여 계산하게 된다.
(3)
AA=1Mch[2γ+1+0.5(γ1)Mch2]γ+12(γ1)
자유류 마하수가 질식 마하수보다 작은 경우에는 아음속 영역 해석으로 수행하며, 질식 마하수 이상이고 1 이하인 경우에는 그리드핀 격자 사이로 지나가는 유량비에 따라 보정항을 구하여 사용한다. 자유류 마하수가 1 이상인 경우 그리드핀 전방에 강한 궁형 충격파가 발생하게 되어 충격파 후방은 아음속 영역이 형성된다. 따라서 충격파 후방의 아음속 영역 해석을 수행한 후 충격파 전후의 동압비를 고려하여 보정하게 된다[9].

동체와 핀 사이의 영향 보정

일반적으로 평판핀이 부착된 비행체 형상의 공력 특성을 예측하기 위해서는 평판핀과 동체 상호 간의 간섭 영향(carryover factor)을 고려하여야 한다. 그리드핀이 부착된 경우에도 평판핀에서와 마찬가지로 동체와 그리드핀 상호 간섭이 존재한다.
원형 동체가 그리드핀에 미치는 영향을 고려하기 위하여 포텐셜 방정식을 이용하여 자유류에 대한 동체의 upwash 영향 및 Biot-Savart law를 이용하여 동체 와류에 의한 downwash 영향을 계산하였고 이를 그리드핀의 평판에 대한 유효 받음각(effective angle of attack) 계산에 반영하였다. 또한 반대로 그리드핀에 의해 동체에 부가되는 영향을 고려하여야 한다. 그리드핀이 동체에 미치는 영향이 반영된 수직력 계수 CNB(F)Fig. 8에서 볼 수 있듯이 그리드핀의 image 형상을 구하고 본래 그리드핀에 작용하는 공력 계수에 image 형상의 면적비만큼을 보상하여 계산하였다[8,9].
(4)
CNB(F)=CNF(B)areaofimageelementareaofrealelement
Fig. 8.
Imaging scheme for body-fin carryover factor calculation
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축력계수 보정

기존 타 연구자가 수행한 그리드핀의 풍동시험 결과를 보면, 받음각 약 20도 정도까지는 그리드핀의 축력 계수 변화가 크지 않음을 알 수 있다[3]. 따라서 받음각에 따른 축력 계수의 변화는 없다고 가정하고 받음각 0도에서의 표면 마찰력, 앞전/뒷전 항력, 기저항력 등만을 고려하여 축력계수를 보정하였다[7].

3. 충실도에 따른 공력 특성 예측 결과 분석

3.1 GF1 형상의 공력 특성

아래의 Fig. 9는 아음속 영역인 마하수 0.6, 뱅크각 0도인 조건에서 GF1 형상의 fin #2에 대한 축력 계수와 수직력 계수를 그린 그림이다.
Fig. 9.
Comparison of axial and normal force coefficients for fin #2 of GF1 config. (M = 0.6, bank angle = 0 deg, ReC = 1.297×106)
kimst-26-2-149f9.jpg
그리드핀의 축력 계수는 받음각 20도 이내 범위에서는 받음각과 상관없이 거의 일정하다고 알려져 있으며, 이는 아래의 풍동시험, CFD, 반경험식 결과에서도 잘 나타나고 있다. 반경험식 결과가 풍동시험치에 비해 다소 낮게 나타난 반면, CFD 결과는 풍동시험 결과와 잘 일치하고 있음을 알 수 있다. 반경험식 결과가 CFD 결과에 비해 풍동시험과 차이를 보이는 이유를 살펴보면, 실제 풍동시험 모형을 얼마나 반영할 수 있는지에 대한 것도 존재한다. 공력 특성 획득을 위한 풍동시험 시 Fig. 2에 보듯이 그리드핀 풍동 모형의 구조 안정성을 위하여 하부의 프레임 두께가 상부보다 더 두껍게 제작되었다. CFD 해석에는 이러한 형상이 모두 반영되었으나, 반경험식 해석에서는 이러한 프레임 두께 변화를 고려하지 못하기 때문에 상부 프레임 두께를 전체 프레임의 두께로 설정하였다. 이로 인해 반경험식에서 예측한 축력 계수가 풍동시험보다 작게 나타나고 있는 것으로 판단된다. 수직력 계수(ChN)는 반경험식 결과가 받음각 5도 이내에서는 풍동시험 결과와 잘 일치하고 있으나 그 이상의 받음각에서는 풍동시험 결과보다 약간 크게 예측하고 있음을 볼 수 있다. CFD 결과와 풍동시험치는 서로 잘 일치하고 있음을 알 수 있다.
Fig. 10은 천음속 영역인 마하수 0.95, 뱅크각 0도인 조건에서 fin #2의 축력 계수 및 수직력 계수를 그린 그림이다. 축력 계수의 경우에는 아음속 결과와 마찬가지로 받음각에 무관하게 거의 일정하게 나타나고 있다. 반경험식 결과가 풍동시험치에 비해 다소 낮게 예측하고 있는 반면, CFD 결과는 풍동시험 결과와 매우 잘 일치하고 있음을 알 수 있다. 수직력 계수(ChN)는 반경험식 결과가 풍동시험 결과보다 다소 작게 예측하고 있으며, CFD 결과는 풍동시험치와 잘 일치하는 결과를 보여주고 있다.
Fig. 10.
Comparison of axial and normal force coefficients for fin #2 of GF1 config. (M = 0.95, bank angle = 0 deg, ReC = 1.650×106)
kimst-26-2-149f10.jpg
초음속 영역인 마하수 3.0인 경우는 Fig. 11에 그리드핀의 축력 계수와 수직력 계수를 나타내었다. 마하수 3.0, 받음각 0도에서는 그리드핀 웹의 앞전에서 발생하는 경사 충격파가 모두 별다른 간섭 없이 그리드핀 웹을 통과하는 경우로서, 축력 계수는 받음각에 상관없이 거의 일정한 경향을, 수직력 계수는 받음각에 대해 선형적인 결과를 보여주고 있다. 전반적으로 반경험식 결과와 CFD 결과가 풍동시험 결과와 잘 일치하고 있음을 확인할 수 있다.
Fig. 11.
Comparison of axial and normal force coefficients for fin #2 of GF1 config. (M = 3.0, bank angle = 0 deg, ReC = 2.981×106)
kimst-26-2-149f11.jpg
Fig. 12의 좌, 우측에는 받음각 0도에서 각각 천음속과 초음속 유동일 때의 등마하선도를 나타낸 것으로, 천음속 유동의 경우 그리드핀 후반에서 와류와 충격파가 복잡하게 간섭을 일으키고 있으나 초음속 유동의 경우 상대적으로 와류와 충격파간 간섭이 적은 것을 확인할 수 있다.
Fig. 12.
Iso-Mach number contours for fin #2 of GF1 config at angle of attack = 0 deg. (left: M = 0.95, right: M = 3.0)
kimst-26-2-149f12.jpg

3.2 GF2 형상의 공력 특성

Fig. 13은 아음속 영역인 마하수 0.6, 뱅크각 0도인 조건에서 GF2 형상의 fin #2에 대하여 축력 계수, 수직력 계수를 그린 그림이다. 앞 절에서의 설명과 같이 받음각 20도 이내의 범위에서 축력계수가 받음각과 무관하게 거의 일정하나 GF1 형상에 비해 축력 계수의 값은 증가하였다. 이는 GF1 형상 대비 GF2 형상이 내부를 구성하는 셀 개수가 증가함에 따라 wetted area 가 커져 축력 증가분으로 나타났기 때문으로 보인다. 또한 GF1 대비 GF2에서 모사해야 되는 그리드핀 웹이 많아지면서 웹 전방에서 발생하는 궁형 충격파의 위치나 크기 예측의 오차가 발생하여 풍동시험과 차이가 난 것으로 보인다. 그리드핀의 수직력 계수(ChN)는 반경험식 결과가 풍동시험 결과보다 약간 크게 예측하고 고받음각으로 갈수록 나타나는 비선형성 때문에 풍동시험 결과와 차이가 있음을 볼 수 있다. CFD 결과와 풍동시험치는 서로 잘 일치하고 있음을 알 수 있다.
Fig. 13.
Comparison of axial and normal force coefficients for fin #2 of GF2 config. (M = 0.6, bank angle = 0 deg, ReC = 1.297×106)
kimst-26-2-149f13.jpg
Fig. 14는 천음속 영역인 마하수 0.95, 뱅크각 0도인 조건에서 fin #2의 축력 계수, 수직력 계수를 그린 그림이다. 축력 계수의 경우에는 반경험식 결과가 풍동시험치에 비해 다소 낮게 나타난 반면, CFD 결과는 풍동시험 결과와 매우 잘 일치하고 있음을 알 수 있다. 수직력 계수(ChN)는 반경험식 결과와 CFD 결과 모두 풍동시험 결과와 잘 일치하고 있음을 알 수 있다.
Fig. 14.
Comparison of axial and normal force coefficients for fin #2 of GF2 config. (M = 0.95, bank angle = 0 deg, ReC = 1.650×106)
kimst-26-2-149f14.jpg
초음속 영역인 마하수 3.0인 경우의 축력 및 수직력 계수는 Fig. 15에 나타내었다. 그림을 보면 풍동시험 결과의 받음각 5도 이상에서 받음각에 따른 수직력 계수의 증가폭이 감소하는 것을 확인할 수 있다. 이러한 풍동시험 결과는 CFD 결과와는 잘 일치하고 있으나, 반경험식 결과와 다소 큰 오차를 보인다. 이는 GF2 형상이 GF1 형상과 비교하여 그리드핀 코드 대비 셀 높이가 0.5배로 받음각이 증가할수록 그리드핀 전방에서 발생하는 충격파가 그리드핀 내부 벽면에 부딪히게 되면서 받음각에 대한 수직력 계수의 기울기가 감소하게 되지만 반경험식 결과는 이를 반영하지 못하기 때문으로 판단된다.
Fig. 15.
Comparison of axial and normal force coefficients for fin #2 of GF2 config. (M = 3.0, bank angle = 0 deg, ReC = 2.981×106)
kimst-26-2-149f15.jpg
Fig. 16은 받음각 0도에서 천음속과 초음속 유동인 경우의 등마하선도를 나타낸 것이다. 천음속과 초음속 유동 모두 앞 절의 GF1 형상에서보다 증가된 셀 개수로 인하여 그리드핀 후방에서 연속적인 충격파와 와류 간의 간섭이 더 복잡하게 나타나고 있음을 확인할 수 있다.
Fig. 16.
Iso-Mach number contours for fin #2 of GF2 config. (left: M = 0.95, right: M = 3.0)
kimst-26-2-149f16.jpg

3.3 그리드핀 형상 간의 양항비 분석

Fig. 1718는 각각 받음각 5도와 10도일 때, 풍동시험결과를 마하수에 따른 각 그리드핀 형상의 양항비로 나타낸 것이다. 그림을 보면 받음각에 따라 차이는 있지만 대략 마하수 2.6을 기준으로 마하수 2.6 전까지는 h/c가 1.89인 GF1이 더 높은 양항비를 보이고 있으며, 그 이후로는 h/c가 0.9인 GF2가 더 높은 양항비를 보이는 것을 확인할 수 있다. 이는 특정 마하수 이하에서는 GF2 프레임 내부의 셀 개수가 많기 때문에 각 셀이 형성하는 유로가 좁아져 상대적으로 쉽게 질식 유동이 발생하고 이로 인해 항력이 증가하여 양항비가 떨어지는 것으로 보인다. 특정 마하수 이상이 되면 마하수 증가로 인한 충격파각 감소로 인해 충격파가 그리드핀 내부를 지나게 될 때 벽면과의 간섭이 줄어들어 많은 셀을 형성하는 GF2의 효율이 높아지기 때문에 양항비가 좋아지는 것으로 보인다.
Fig. 17.
Comparison of lift-to-drag ratio w.r.t mach at AoA = 5 deg
kimst-26-2-149f17.jpg
Fig. 18.
Comparison of lift-to-drag ratio w.r.t mach at AoA = 10 deg
kimst-26-2-149f18.jpg

4. 결 론

본 연구에서는 아음속에서 초음속 영역까지 다양한 속도 영역에서 풍동시험을 수행한 그리드핀 형상에 대해 반경험식, CFD 및 풍동시험 결과를 이용하여 그리드핀의 공력 특성에 대해 비교하였다.
반경험식 SW는 속도 영역에 따라 해석 기법을 다르게 하여 아음속 영역에서는 VLM, 초음속 영역에서는 SE 기법을 적용하였고, 고받음각의 비선형 영향 및 간섭 효과를 보정하였다.
아음속, 천음속 및 초음속 영역에서 반경험식 결과, CFD 해석 결과 및 풍동시험 결과와 비교하였다. 반경험식 결과는 CFD 해석 결과에 비해 다소 정확도는 떨어지지만 신속한 해석이 가능하여 그리드핀의 개념 설계 및 신속한 공력 특성 분석에는 유용함을 확인하였다. CFD 해석은 계산 시간 측면의 단점을 제외하면 그리드핀의 공력 특성을 정확히 예측하는 것으로 나타났다. 따라서 반경험식과 CFD 기법을 적절히 사용하여 그리드핀의 설계와 해석을 위한 소요 시간 절감과 정확도를 향상시킬 수 있을 것으로 예상된다.
본 연구를 통하여 다양한 속도 영역에서의 그리드핀 형상과 받음각에 따른 공력 특성을 확인하였다. 추후 추가적인 연구를 통해 다양한 형상 변수 및 유동이 그리드핀 공력 특성에 미치는 영향을 알아보고자 한다.

후 기

이 논문은 2022년 정부의 재원으로 수행된 연구결과임(912757101).

References

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