• 한국항공우주학회지
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• 제48권10호
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• pp.809-819
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• 2020

본 논문에서는 전익기형 무인기의 비행 안정성 확보를 위한 날개 평면형상 및 비틀림 각을 포함하는 형상최적화 연구를 수행하였다. 전익기는 독립된 동체와 꼬리날개가 없어 공력특성과 스텔스 성능에 장점이 있는 반면, 정적 여유 및 비행 안정성 확보가 어렵다. 본 연구에서는 가로 안정성 개선을 위하여 비틀림 각과 후퇴각을 최적화 하였으며, 세로 안정성은 정적 여유와 날개 평면형상을 최적화 하여 향상시키고자 하였다. 비틀림 각의 영향은 윙렛이 장착된 형상과 비틀림 각이 있는 형상의 안정성을 비교하여 확인하였다. 최적화 문제구성에는 안정성 개선에 초점을 두어 제약조건을 수립하고 목적함수와 설계 변수를 설정하였으며, 설정된 설계 변수에 대하여 Sobol 방법을 이용해 민감도 해석을 수행하였다. 공력해석 및 안정성 해석에는 AVL이 사용되었으며, 최적화 방법으로는 SQP를 사용하였다. 최적화 결과 형상에 대한 CFD 해석 및 동안정성 시뮬레이션을 통해 비틀림 각이 윙렛을 대신하여 전익기의 스텔스 성능 향상뿐만 아니라 비행안정성 개선에도 적용될 수 있음을 검증하였다.

• 항공우주기술
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• 제9권1호
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• pp.78-83
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• 2010

본 연구에서는 높은 양력을 얻기 위하여 플랩 형상 최적 설계를 시도하였다. 플랩 형태는 플랩 중에서 가장 효율이 좋은 파울러 플랩(fowler flap)이다. 플랩 설계는 최적화 기법을 활용하여 진행하였고 최적화의 초기 형상은 general aviation airfoil과 Wentz 등이 개발한 플랩이다. 최적화 방법으로는 반응면 기법 (Response Surface Method)이 사용되었으며, Hicks-Henne 형상함수가 사용되었고, GA(W)-1 익형과 fowler flap이 조합된 형상의 유동장에 대하여 Navier-Stokes 해석을 수행하였다. 상용 최적화 프로그램인 Visual-Doc, 격자 생성 프로그램인 Gambit/Tgrid, 그리고 유동해석에는 Fluent를 이용하였다. 플랩의 윗면 형상과 gap에 대한 최적화를 수행하여 착륙조건에서의 양력이 증가하였다. 초기 형상과 최적화된 형상의 공력특성 변화를 관찰하기 위하여 항우연의 1m 풍동에서 시험을 수행하였다. 최적화된 형상은 대체로 예측치와 비슷한 경향을 보이나, 이른 실속이 관찰되었다. 또한, 날개와 플랩 간의 간격을 설계치보다 좁혀 줌으로써 양력특성이 향상됨을 알 수 있었는데, 이는 설계시 사용된 난류 모델의 영향이라 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.335-338
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• 2010

A recent study for tracing the profiles of supersonic axisymmetric Minimum Length Nozzle with uniform and parallel flow at the exit section, the stagnation temperature is taken into account. The aim of this work is to add optimization algorithm to the supersonic nozzle design in order to get the optimum nozzle shape. The comparisons of the nozzle contours based on the method of characteristics are presented. The specific heats and their ratio vary with the stagnation temperature when this temperature of a perfect gas increases. An application is made for air in a supersonic nozzle.

• 한국항공운항학회지
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• 제14권3호
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• pp.7-15
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• 2006

Aerodynamic analysis of an airfoil in the transonic region was automated in order to enable parametric study by using the journal file of the commercial analysis code FLUENT, pre/post process Gambit and computational mathematics code MATLAB. The automated capability was illustrated via NACA 0012 and RAE 2822 airfoils. This analysis was carried out at Mach numbers ranged from 0.70 to 0.80, angles of attack; 1$^{\circ}$, 2$^{\circ}$ and 4$^{\circ}$, Reynolds numbers; 4.0${\times}$106, 6.5${\times}$106. The analysis results of a pressure coefficient were verified by comparing with the experimental data which were measured in terms of chord length because the pressure coefficient of an airfoil surface is a good estimator of flow characteristics. The results of two airfoils show that this analysis code is useful enough to be used in the design optimization of airfoil.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제18권4호
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• pp.43-48
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• 2015

In this study, a method for optimal design of impeller shroud for centrifugal compressor using response surface method (RSM) and multi-objective genetic algorithm (MOGA) was studied. Numerical simulation was conducted using ANSYS CFX with various configurations of shroud. Each of the design parameters was divided into 3 levels. Total 15 design points were planned by central composite design (CCD) method, which is one of the design of experiment (DOE) techniques. Response surfaces based on the results of DOE were used to find the optimal shape of impeller shroud for high aerodynamic performance. The whole process of optimization was conducted using ANSYS Design Xplorer (DX). Results showed that the isentropic efficiency, which is the main performance parameter of the centrifugal compressor, was increased 0.4% through the optimization.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2000년도 춘계 학술대회논문집
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• pp.60-65
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• 2000

An aerodynamic design method has been developed by using a three-dimensional unstructured Euler code and an adjoint code with a discrete approach. The resulting adjoint code is applied to a wing design problem of super-sonic transport with a wing-body-nacelle configuration. Hicks-Henne shape functions are adopted far the surface geometry perturbation, and the elliptic equation method is employed fer the interior grid modification during the design process. Interior grid sensitivities are neglected except those for design parameters associated with nacelle translation. The Sequential Quadratic Programming method is used to minimize the drag with constraints on the lift and airfoil thickness. Successful design results confirm validity and efficiency of the present design method.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권7호
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• pp.509-515
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• 2013

본 연구에서 익형 형상 설계를 위해 전역적 다목적 최적화 기법인 적응영역 다목적 유전자 알고리즘 코드를 개발하였다. 저마하수에서 최대 양력과 순항조건에서 최대 양항비를 동시에 만족시키기 위해 목적함수로 양력계수와 양항비를 선정하였으며, 익형 형상 설계를 위해 PARSEC 기법을 이용하였다. 그 결과 참조 익형 대비 나은 공력 특성을 나타내는 2개의 익형이 선택되었으며 최대 양력과 양항비는 첫 번째 익형에 대해 약 4.89%, 5.38% 증가하였으며, 두 번째 익형에 대해 약 7.13%, 4.33% 증가하였다.

• 한국신재생에너지학회:학술대회논문집
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• 한국신재생에너지학회 2011년도 춘계학술대회 초록집
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• pp.60.1-60.1
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• 2011

본 연구에서는 풍력 터빈 블레이드의 다분야 통합 최적 설계를 위하여, 진동하는 비정상 공력하중에 의한 작동 수명을 고려한 최적화 과정을 수행하였다. 최적화 대상으로는 NREL의 1.5MW 급 풍력터빈을 baseline 으로 하였고, NREL의 FAST 프로그램을 이용하여 발전기의 정격 출력 및 블레이드에 작용하는 비정상 공력 하중 특성을 분석하였다. 최적화 수행 시 블레이드 형상의 효율적인 구현을 위해 형상모델링 함수를 이용하여 코드 길이와 트위스트 분포를 모델링하였다. 그리고 상용 MDO Framework 인 Piano를 이용하여 블레이드 루트부의 비정상 공력하중 조건을 완화시키는 최적화 설계를 수행하였다. 정격출력을 유지하면서도 Out of Plain 방향의 하중 조건을 개선하여 보다 긴 작동 수명을 기대할 수 있는 블레이드 형상을 설계하였다.

• 한국복합재료학회:학술대회논문집
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• 한국복합재료학회 2005년도 추계학술발표대회 논문집
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• pp.173-178
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• 2005

In this paper, an efficient and robust analysis system for the flutter optimization of laminated composite wings has been developed using the coupled computational method based on the genetic algorithm. General three-dimensional doublet-lattice method is efficiently used to compute generalized aerodynamic forces of T-tail configuration in the frequency domain. Structural dynamic analyses of laminated composite T-tail models are conducted using finite clement method. The classical P-k flutter analysis technique is applied to effectively solve the aeroelastic governing equations in the frequency domain. Optimum design studies using genetic algorithm have been conducted in order to obtain maximum flutter stability of a composite T-tail configuration. The results show that flutter stability can be significantly increased using composite materials with proper optimum design concepts even for the same weight and shape condition. In the view point of engineering design, it is also importantly shown that the optimization of the vertical wing part is highly effective comparing to the optimization of horizontal wing part.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
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• pp.420-423
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• 2008

This present work is to find optimum design of a NACA65 axial fan blade with weighted average surrogate model. The numerical analysis by Reynolds-average Navier-Stokes equations with shear stress turbulence(SST) is discretized by finite volume approximations and solved on hexahedral grids for flow analysis. The blade aerodynamic shape is modified by six design variables for the optimization. The blade profile as well as stacking line is modified to enhance blade total efficiency. Six design variables, airfoil maximum camber, maximum camber location, leading edge radius, trailing edge radius, lean angle at 50% span and lean angle at 100% span, are selected for blade profile to enhance the total efficiency. The PBA model which is basically weighted average of the basis surrogates is used to find the optimal design in the design space from the constructed response surface model for the objective function. By the optimization, the total efficiency is increased by 1.4%.