▣ 원고작성 요령

1) 서   체 : 신명조체(9포인트)

2) 조판요령 (□글 워드프로세서에서 다음과 같이 설정)

① 모양 → 편집용지(F7) → 용지종류(사용자정의 190×259㎜)

→ 용지방향(보통, 좁게)

→ 여백주기(위쪽 32.0 아래쪽 15.0 왼쪽 20 오른쪽 20

머리말 0  꼬리말 13.0 제본 0)

② 다단 → (단수 2  단너비 70.0  단간격 10.0  단구분선 없음)

3) 제 목 란 : 국 문 제 목 → 신명조체 16포인트, 진하게, 장평 100%

영 문 제 목 → 신명조체 12포인트, 진하게, 장평 90%

저자 및 소속 → 신명조체 11포인트로 발표자에＊표시

20㎝

7.2㎝

		↕3.2㎝
		↑ 4㎝ 제목 (한글․영문), 저자 및 소속 ↓
		↕1㎝
		7㎝ 1단 (본문)		1㎝ ↔		7㎝ 2단 (본문)
					15㎝

한글제목 한글제목 한글제목 한글제목

Effect of Canard-Leading Edge Flap Scheduling

on Maneuverability of an Aircraft

홍길동＊, 고길동(○○대학교), 김길동(○○연구소) 발표자에 *표시

1. 서  론

현대 군용 항공기는 과거의 고속화 추세와는 달리 기동성이 강조됨에 따라 항공기 양항 특성 향상이 고기동 항공기 설계 시 중요한 문제로 부각되고 있다. 따라서 대부분의 날개-동체-꼬리날개 형상의 고 기동 항공기는 비행제어 컴퓨터에 미리 입력된 스케줄링 법칙(Scheduling law)에 따라 각 비행조건(마하수, 받음각)에서 앞전플랩(Leading Edge Flap)을 자동 조절함으로써 날개 앞전에서의 흡입력(Suction Force) 및 날개 캠버 조절에 의해 항공기 양향특성을 향상시키고 있다.

그러나 일반적인 날개-동체-꼬리날개 형상 항공기는 항공기 앞날개에서의 내리흐름(Down wash) 효과로 인하여 항공기 트림 시 꼬리 날개에서 양력이 감소하므로 항공기 전체 양력 손실은 필연적이라 할 수 있다. 이러한 공력특성 손실을 근본적으로 제거하는 개념으로써 꼬리 날개 대신에 항공기 날개 전방에 카나드를 부착시켜 트림 시 모든 양력면에서 양력을 증가시키는 카나드-날개-동체 형상 항공기를 고려할 수 있다.

카나드가 부착된 고기동 항공기의 경우, 주 날개 전방에 부착된 카나드는 세로방향 운동을 조절하는 조종 장치뿐만 아니라 앞전플랩과 같이 비행조건에 따라 적절히 각도를 조절함으로써 양항특성을 향상시키는 장치로도 사용되고 있다. 최근에는 높은 받음각에서 카나드의 변위각을 대칭 또는 비대칭으로 조절함으로써 항공기 조종안정 특성을 향상시키는 연구도 활발히 진행되고 있다[1].

본 연구에서는 항공기 기동성 향상 관점에서 카나드 및 앞전플랩의 변위각에 따른 양항특성 비교를 통해 카나드가 부착된 고기동 항공기의 카나드 및 앞전플랩 스케줄링이 공력특성 및 기동성에 미치는 효과를 분석하였다.

2. 공력해석 방법

항공기 개념설계 단계에서는 궁극적으로 설계 가능한 최적 기본형상을 도출하며, 이를 위해 빈번한 형상 변화에 대한 신속한 공력해석 및 대안 형상 제시를 필요로 한다[2].

기본형상 도출을 위한 공력해석 분야의 임무는 항공기의 공기역학적 특성, 즉 양력, 항력, 피칭모멘트 특성의 예측이며, 예측결과는 설계에 반영될 수 있을 정도의 정확도가 보장되어야 한다.

공력해석 방법으로는 실험에 의한 방법, 컴퓨터 수치계산에 의한 방법, 이론식이나 경험식에 의한 방법으로 구분할 수 있다. 정확도 측면에서는 풍동시험 등의 실험적 방법 및 Navier-Stokes, Euler 방정식을 이용하는 전산유체역학(Computational Fluid Dynamics)적 방법이 가장 적합하다고 할 수 있으나, 해석에 많은 시간과 비용이 필요하므로 실제로 적용하기에 비효율적이다. 따라서 본 연구에서는 고속, 고기동 항공기 개념 설계 시 신속하게 해를 구할 수 있는 보정된 초음속 패널법(Supersonic Panel Method)을 사용하였다.

2.1 초음속 패널법을 이용한 양항특성 해석

보정된 초음속 패널방법은 항공기의 표면을 격자화 하여 특이치를 분포시키고 경계조건에 의해 특이치를 계산하여 유동장을 해석하며, 유사 항공기로부터 추출한 앞전 흡입계수(Leading Edge Suction Factor)등의 보정계수를 이용하여 실제 항공기에 근접한 양항곡선을 도출해 내는 방법이다. 초음속 패널방법은 고속, 고기동 항공기 개념설계시 풍동시험을 보완하며 Navier- Stokes, Euler 방정식을 사용하는 전산 유체역학적 방법을 대체할 수 있는 효율적인 방법이라 할 수 있다[3].

초음속 패널방법의 지배방정식은 식(1)과 같은 Prandtl-Glauert 방정식이다.

[eqn: (1-M _{INF } ^{2} ) phi _{xx} + phi _{yy} + phi _{zz} =0]       (1)

이는 정상 비회전 유동, 등엔트로피 유동, 아음속 및 초음속 완전기체 유동이라는 가정으로부터 도출되었다. 따라서, 이탈 충격파(bow shock)와 같은 강한 충격파, 천음속 유동 및 경계층 두께가 두껍고 점성의 영향이 강한 유동에 대한 해는 불가능하다.

2.2 Untrimmed, Trimmed 양항특성의 해석과 스케줄링 방법

고속, 고기동 특성을 갖는 카나드 항공기의 공력설계에서 카나드를 스케줄링 장치에 포함 시킬 경우 초음속 패널법을 이용한 Untrimmed, Trimmed 양항곡선(Drag Polar)의 생성과 스케줄링의 흐름도를 그림 1에 요약하였다.

그림 1 카나드 항공기 양항특성 해석 절차

먼저 카나드와 앞전플랩(LEF, Leading Edge Flap) 변위각(Deflection Angle)이 있을 경우의 Untrimmed 공력특성 곡선을 생성한다.  주어진 카나드 변위각에서 앞전플랩 변위각에 따른 양력, 모멘트, 양력에 의한 항력(Drag due to Lift) 등 공력특성을 해석한다. 뒷전플랩(Trailing Edge Flap) 변위각으로 인한 공력특성 변화량을 바탕으로 주어진 무게중심에서 모든 카나드 및 앞전플랩 변위각에 대한 Trimmed 공력특성곡선을 생성한다.

앞전플랩 스케줄링은 카나드 및 앞전플랩 변위각을 고정하고 생성한 Trimmed 양항곡선으로부터 각 카나드 변위각 별로 최고의 양항특성을 갖는 양항곡선 및 그때의 앞전플랩 각도 관계를 추출하는 것이며, 카나드 스케줄링은 각 카나드 변위각 별로 앞전플랩 스케줄링된 양항곡선으로부터 최고의 양항특성을 갖는 양항곡선 및 그때의 카나드 변위각 관계를 추출하는 것을 의미한다.

항공기 설계에는 비행가능한 모든 마하수에서 Untrimmed, Trimmed 공력특성곡선이 필요하므로, 상기 절차를 비행 가능한 모든 마하수에 대하여 반복하여야 한다.

그림 2에는 카나드 항공기의 조종면 형상과 패널 모델을 도시하였으며, 카나드 항공기에서의 조종면과 변위각의 정의 및 부호를 그림 3에 나타내었다. 본 연구에서 사용된 패널 모델의 전체 패널수는 348개이다.

그림 2 카나드 항공기 패널 모델

그림 3 조종면 형상과 변위각의 정의

3. 해석결과

조종면 스케줄링의 효과를 분석하기 위하여 항공기의 주요 기동영역인 고아음속 영역에서 공력해석을 수행하였다. 각 조종면 변위각에 따른 공력특성 비교를 통하여 각 조종면이 공력특성 변화에 미치는 영향을 살펴보았으며, 조종면 스케줄링을 수행하였을 때 증가되는 양항비를 바탕으로 기동성능의 향상 정도를 예측하였다.

3.1 조종면 변위각에 따른 공력특성 변화

그림 4에 카나드 변위각이 0°일 때 받음각 변