KR101409358B1 - 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법 - Google Patents

에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 과학적인 방법으로 항공기 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법에 관한 것이다.
이를 실현하기 위한 일 형태로서 본 발명은, 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법으로서, (a) 결빙 전문 CFD(computational fluid dynamics) 코드를 이용하여, 항공기 운용 조건 및 결빙 대기 조건에 따른 결빙형상을 계산하는 단계; (b) 결빙형상의 정보를 추출하는 코드를 이용하여, 상기 (a) 단계에서 계산된 상기 결빙형상에 대한 형상 파라미터들(geometry parameters)을 추출하는 단계; (c) 결빙형상과 상기 결빙형상의 위치, 크기에 따른 공력 영향성의 상관관계를 나타내는 정보에 기초하여, 상기 (b) 단계에서 추출된 상기 형상 파라미터들을 비교하여서, 상대적으로 저하된 공력 특성을 발생시키는 결빙형상을 검출(detection)하는 단계; 및 (d) 상기 (c) 단계에서 검출된 상기 상대적으로 저하된 공력 특성을 발생시키는 결빙형상을 임계 결빙형상으로 최종적으로 결정하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는, 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법을 제공한다.

Description

에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법{METHOD FOR DETERMINING AIRFOIL CRITICAL ICE SHAPES}
본 발명은 항공기의 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법에 관한 것으로서, 보다 구체적으로는 경험적 판단에 의한 의존도를 낮추고 과학적인 방법으로 항공기 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법에 관한 것이다.
항공기가 통과하게 되는 대기조건은 항공기의 고도, 속도 및 외기 온도 등에 의해 결정된다. 이 중에서 항공기가 빙점 이하로 냉각된 물방울이 분포하는 구름을 통과할 때 항공기 표면에 결빙이 생성될 수 있다. 과냉각된 액적이 항공기 표면에 부딪히면 온도 조건에 따라 다양한 형태로 결빙되어 항공기 표면 형상을 변형시켜서 공기흐름과 압력분포를 바꾸어 공력특성에 영향을 미친다. 특히 날개에 부착된 얼음은 양력감소, 항력증가 및 피칭모멘트를 변화시켜 항공기의 성능 및 조종성에 부정적인 영향을 미치며 실속 및 조종력 상실로 인해 큰 사고로 이어지기도 한다. 이러한 결빙조건에서 안전하게 비행하기 위해서는 민간 항공기의 경우 미국 연방항공청(FAA)에서 발행한 FAR Part 25.1419와 같은 규정에 따라 감항 인증을 받아야 한다.
감항 인증을 위한 결빙 대기조건은 FAR Part 25 Appendix C에서 정의되어 있으며, 항공기는 이 대기 조건에서 안전하게 운용할 수 있음을 다음과 같은 방법을 통하여 입증하게 된다.
- Natural Icing Flight Test
- Artificial Icing Test (Ice Tanker Test)
- Artificial Ice Shape (Dry Air Test)
- Wind Tunnel Test
- Analysis
항공기는 Natural Icing Flight Test를 통해 자연 대기상태에서 발생할 수 있는 결빙조건에서 안전하게 비행이 가능함과, 결빙 방지장치(IPS, Ice Protection System)의 성능과 IPS의 작동으로 인한 비행성능의 저하가 없음을 입증하여야 한다. 하지만 자연 대기상태에서 FAR Part 25 Appendix C에 정의된 결빙 인증에 요구되는 대기조건을 찾기가 힘들뿐만 아니라, 막대한 비용과 시간이 소요되며 예기치 않은 상황으로 인한 위험도가 큰 문제점이 있다.
따라서, 결빙 인증과정에서는 Natural Flight Test 이전에 보다 안전하고 효율적인 방법을 사용하는게 일반적이다.
본 발명은 상술한 바와 같은 문제점을 감안하여 도출된 것으로서, 본 발명의 목적은 항공기 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법에 있어서, 경험적 판단에 의한 의존도를 낮추고 과학적인 방법으로 임계 결빙형상을 결정하는 방법을 제공하는 것에 있다.
상술한 발명의 목적을 달성하기 위해 본 발명의 바람직한 일 형태는, 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법으로서, (a) 결빙 전문 CFD(computational fluid dynamics) 코드를 이용하여, 항공기 운용 조건 및 결빙 대기 조건에 따른 결빙형상을 계산하는 단계; (b) 결빙형상의 정보를 추출하는 코드를 이용하여, 상기 (a) 단계에서 계산된 상기 결빙형상에 대한 형상 파라미터들(geometry parameters)을 추출하는 단계; (c) 상기 (b) 단계에서 추출된 상기 형상 파라미터들을 비교하여서, 상대적으로 저하된 공력 특성을 발생시키는 결빙형상을 검출(detection)하는 단계; 및 (d) 상기 (c) 단계에서 검출된 상기 상대적으로 저하된 공력 특성을 발생시키는 결빙형상을 임계 결빙형상으로 최종적으로 결정하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는, 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법을 제공한다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 (b) 단계에서의 상기 결빙형상에 대한 형상 파라미터들은, 상부 혼 피크 두께(upper horn peak thickness) 파라미터(S1)와, 상부 혼 각도(upper horn angle) 파라미터(S2)와, 하부 혼 피크 두께(lower horn peak thickness) 파라미터(S3)와, 하부 혼 각도(lower horn angle) 파라미터(S4)와, 전체 결빙 단면적(Total ice cross-sectional area) 파라미터(S5)와, 리딩 에지 최소 두께(leading edge minimum thickness) 파라미터(S6)와, 상부 결빙 한계(upper icing limit) 파라미터(S7)와, 하부 결빙 한계(lower icing limit) 파라미터(S8)를 포함할 수 있다.
또한, 바람직한 실시예에 따라, 상기 결빙 전문 CFD(computational fluid dynamics) 코드로서는 FENSAP-ICE를 이용할 수가 있다.
본 발명에 따른 항공기 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법을 이용할 경우에는, 결빙해석을 수행한 모든 결빙형상에 대한 상세 공력특성을 해석하기 전에 형상 파라미터를 이용하여 신속하게 임계 결빙형상을 파악할 수 있다. 이에 따라, 결빙인증 대기조건 가운데 중요 범위의 식별과 수반되는 결빙형상 공력해석 및 풍동시험 범위를 효과적으로 설정하는데 기여할 수 있게 된다.
도 1은 본 발명에 따른 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법을 설명하기 위한 순서도.
도 2는 FENSAP-ICE계산에 사용된 NACA0012 에어포일을 나타낸 도면.
도 3은 NACA 0012 에어포일의 풍동시험 결과(Experimental), ONERA code, LEWICE, CANICE, FENSAP-ICE의 결빙 해석코드의 계산결과를 비교한 도면.
도 4는 받음각이 3도이고, MVD가 15 micron인 경우에 증식된 결빙의 형상을 나타내는 도면.
도 5는 받음각이 3도이고, MVD가 25 micron인 경우에 증식된 결빙의 형상을 나타내는 도면.
도 6은 받음각이 3도이고, MVD가 40 micron인 경우에 증식된 결빙의 형상을 나타내는 도면.
도 7은 임계 결빙형상의 선택 기준이 되는, 결빙형상의 형상 파라미터를 그래프로 도식한 결과를 나타내는 도면.
도 8a 및 도 8b는 2번 6번 9번 결빙형상의 공력해석 결과를 나타내는 각각의 도면.
이하, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부된 도면들을 참조하여 상세히 설명한다. 우선 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소 들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 본 발명을 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.
도 1은 본 발명에 따른 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법을 설명하기 위한 순서도이다.
도 1을 참조하면, 본 발명에 따른 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법은, 결빙 전문 CFD(computational fluid dynamics) 코드를 이용하여, 항공기 운용 조건 및 결빙 대기 조건에 따른 결빙형상을 계산하는 제 1 단계(S101); 결빙형상의 정보를 추출하는 코드를 이용하여, 상기 제 1 단계에서 계산된 상기 결빙형상에 대한 형상 파라미터들(geometry parameters)을 추출하는 제 2 단계(S102); 결빙형상과 상기 결빙형상의 위치, 크기에 따른 공력 영향성의 상관관계를 나타내는 정보에 기초하여, 상기 제 2 단계에서 추출된 상기 형상 파라미터들을 비교하여서, 상대적으로 저하된 공력 특성을 발생시키는 결빙형상을 검출(detection)하는 제 3 단계(S103); 및 상기 제 3 단계에서 검출된 상기 상대적으로 저하된 공력 특성을 발생시키는 결빙형상을 임계 결빙형상으로 최종적으로 결정하는 제 4 단계(S104)를 포함하는 것으로 구성할 수 있다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 (b) 단계에서의 상기 결빙형상에 대한 형상 파라미터들은, 상부 혼 피크 두께(upper horn peak thickness) 파라미터(S1)와, 상부 혼 각도(upper horn angle) 파라미터(S2)와, 하부 혼 피크 두께(lower horn peak thickness) 파라미터(S3)와, 하부 혼 각도(lower horn angle) 파라미터(S4)와, 전체 결빙 단면적(Total ice cross-sectional area) 파라미터(S5)와, 리딩 에지 최소 두께(leading edge minimum thickness) 파라미터(S6)와, 상부 결빙 한계(upper icing limit) 파라미터(S7)와, 하부 결빙 한계(lower icing limit) 파라미터(S8)를 포함하는 것일 수 있다.
[결빙 전문 CFD ( computational fluid dynamics ) 코드를 이용하여, 항공기 운용 조건 및 결빙 대기 조건에 따른 결빙형상을 계산하는 제 1 단계( S101 )]
본 발명자들은 본 발명에 따른 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법의 제 1 단계로서, 결빙 전문 CFD(computational fluid dynamics) 코드를 이용하여 항공기 운용 조건 및 결빙 대기 조건에 따른 결빙형상을 계산하는 과정을 수행하였다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 결빙 전문 CFD(computational fluid dynamics) 코드로서는 FENSAP, DROP3D, ICE3D의 세가지 모듈로 구성된 FENSAP-ICE를 이용할 수 있으며, 상기 FENSAP 모듈, DROP3D 모듈, 및 ICE3D 모듈은 각각 유동장 해석과, 축적율 계산과, 결빙형상 예측의 기능을 수행할 수가 있다.
한편, 본 발명자들은 본 발명에 따른 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법의 제 1 단계를 수행하기에 앞서 FENSAP-ICE의 정확도를 확인하기 위해 풍동실험 데이터와 그 결과값들을 비교하는 과정을 수행하였다.
풍동시험 데이터는 속도 67m/s, Sea Level, 외기 온도는 264.4K, LWC 0.65 g/m3, MVD는 40 micron, 받음각은 0 deg이며 NACA 0012에어포일을 사용하였다. 도 2는 FENSAP-ICE계산에 사용된 NACA0012 에어포일이며 26,000 개의 정렬격자로 구성되어있다.
도 3에서는 NACA 0012 에어포일의 풍동시험 결과(도 3에서 "Experimental"로 표시)와 FENSAP-ICE를 비롯한 ONERA code, LEWICE, CANICE 등 여러 결빙해석코드의 계산결과를 비교하여 나타내고 있다.
도 3으로부터 알 수 있는 바와 같이, FENSAP-ICE는 풍동 실험결과나 다른 코드와 유사한 형상을 나타냄을 확인할 수 있다.
[결빙형상의 정보를 추출하는 코드를 이용하여, 상기 제 1 단계에서 계산된 상기 결빙형상에 대한 형상 파라미터들( geometry parameters )을 추출하는 제 2 단계( S102 )]
본 발명자들은 본 발명에 따른 항공기 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법의 제 2 단계로서, 결빙형상의 정보를 추출하는 코드를 이용하여, 상기 제 1 단계에서 계산된 상기 결빙형상에 대한 형상 파라미터들을 추출하는 과정을 수행하였다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 결빙형상의 정보를 추출하는 코드로서는 Wright에 의해 개발된 THICK 프로그램을 이용할 수 있다.
예를 들어, THICK 프로그램을 이용할 경우에는, clean airfoil과 결빙이 증착된 airfoil 데이터(결빙형상 데이터)를 읽어들인 후, 얼음의 두께를 표면 거리의 함수로 재배치하여서 상기 결빙형상에 대한 형상 파라미터들을 추출해낼 수가 있다. 이와 같은, THICK 프로그램을 이용하여 결빙형상에 대한 형상 파라미터들을 추출한 결과 데이터가 다음의 표 1에 나타나 있다.
[표 1]
Figure 112012029036489-pat00001

상기 표 1로 나타낸 바와 같이, 바람직한 실시예에 따라, 본 발명에 따른 항공기 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법의 제 2 단계에서 적용되는, 결빙형상에 대한 형상 파라미터들은 상부 혼 피크 두께(upper horn peak thickness) 파라미터(S1)와, 상부 혼 각도(upper horn angle) 파라미터(S2)와, 하부 혼 피크 두께(lower horn peak thickness) 파라미터(S3)와, 하부 혼 각도(lower horn angle) 파라미터(S4)와, 전체 결빙 단면적(Total ice cross-sectional area) 파라미터(S5)와, 리딩 에지 최소 두께(leading edge minimum thickness) 파라미터(S6)와, 상부 결빙 한계(upper icing limit) 파라미터(S7)와, 하부 결빙 한계(lower icing limit) 파라미터(S8)를 포함할 수 있다.
또한, 상기 표 1로부터 알 수 있는 바와 같이, 풍동실험 결과에 의한 결빙형상에 대한 형상 파라미터들과, Onera Code, LEWICE, CANICE에 의해 계산된 각각의 결빙형상에 대한 형상 파라미터들과, FENSAP-ICE에 의해 계산된 결빙형상에 대한 형상 파라미터들의 값들이 유사함을 알 수 있다.
[상기 제 2 단계에서 추출된 상기 형상 파라미터들을 비교하여서, 상대적으로 저하된 공력 특성을 발생시키는 결빙형상을 검출( detection )하는 제 3 단계( S103 )]
본 발명자들은 본 발명에 따른 항공기 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법의 제 3 단계로서, 결빙형상과 그 결빙형상의 위치, 크기에 따른 공력 영향성의 상관관계를 나타내는 정보에 기초하여, 상기 제 2 단계에서 추출된 상기 형상 파라미터들을 비교하여서, 상대적으로 저하된 공력 특성을 발생시키는 결빙형상을 검출하는 과정을 수행하였다.
본 제 3 단계의 과정에 대해서는, 도 4 내지 도 6을 참조하여 설명하도록 한다.
도 4 내지 도 6은 받음각이 3도이며, MVD가 각각 15, 25, 40 micron으로 일정할 경우에 증식된 결빙의 형상을 비교하여 나타낸 도면이다.
예를 들어, 도 4 내지 도 6으로부터는, 온도가 0℃일 경우 결빙이 생성되지 않음을 알 수 있으며, 이것은 외기 온도가 0℃일 때 항공기의 속도로 인한 단열 정체 온도(Adiabatic Stagnation Temperature)가 4.6℃로 상온을 유지하기 때문으로 보인다. 이에 비해, 온도가 영하로 내려가면서 결빙이 생성되기 시작하는데 -5℃, -10℃ 조건에서는 Glaze ice에 가까운 형상을 보이다가 온도가 -10℃ 밑으로 내려가면 Rime ice의 형태를 보이는 것을 확인할 수 있다.
한편, 다음의 표 2는 상술한 도 4 내지 도 6의 결빙형상을 정량적으로 비교하기 위하여 THICK 프로그램으로 형상 파라미터(geometry parameter)를 계산하여 정리한 것이다.
[표 2]
Figure 112012029036489-pat00002
앞서 설명한 바와 같이, 여기서 S1은 결빙형상에 대한 형상 파라미터들은 상부 혼 피크 두께(upper horn peak thickness) 파라미터이고, S2는 상부 혼 각도(upper horn angle) 파라미터(S2)이고, S3는 하부 혼 피크 두께(lower horn peak thickness) 파라미터이고, S4는 하부 혼 각도(lower horn angle)이고, S5는 전체 결빙 단면적(Total ice cross-sectional area) 파라미터이고, S6는 리딩 에지 최소 두께(leading edge minimum thickness) 파라미터이고, S7은 상부 결빙 한계(upper icing limit) 파라미터이고, S8은 하부 결빙 한계(lower icing limit) 파라미터이다.
상기 표 2의 해석 결과, 외기 온도가 -20℃/-30℃ 조건에서는 단순한 형상인 Rime ice가 작게 형성되어 임계 결빙형상 후보군에서 제외하였다.
또한, Wright와 Chung에 의하면 S1(상부 혼 피크 두께)와 S2(상부 혼 각도)가 클수록 공력특성이 저하되므로 형상 파라미터를 그래프로 도식한 결과 도 7과 같은 그래프를 얻을 수 있었다.
도 7의 그래프로부터 알 수 있는 바와 같이, 2번 또는 6번의 결빙형상이 가장 critical 하다는 것을 예측할 수 있다.
본 발명자들은 이들 2번 또는 6번의 결빙형상 중에서 상대적으로 더 critical 한 것으로 인식되는 2번 결빙형상을, 본 발명의 제 3 단계에 따른 상대적으로 저하된 공력 특성을 발생시키는 결빙형상으로 결정하였다.
[상기 제 3 단계에서 검출된 상기 상대적으로 저하된 공력 특성을 발생시키는 결빙형상을 임계 결빙형상으로 최종적으로 결정하는 제 4 단계( S104 ) 및 그 결정에 대한 검토]
본 발명자들은 본 발명에 따른 항공기 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법의 제 4 단계로서, 상기 제 3 단계에서 검출된 상대적으로 저하된 공력 특성을 발생시키는 결빙형상(도 7의 실시예에서는 2번 결빙형상)을 임계 결빙형상으로 최종적으로 결정하는 과정을 수행하였고, 부수적으로 그것의 타당성을 검토하는 과정을 더 수행하였다.
본 발명자들은 상용코드인 Fluent를 이용하여 상기 제 3 단계에서 임계 결빙형상 후보군으로 리스팅되었던 2번, 6번, 9번의 결빙형상에 대한 공력 해석을 수행하였고, 도 8a 및 도 8b와 같은 공력 해석 결과를 도출할 수 있었다.
도 8a 및 도 8b로부터 우리는, 2번의 결빙형상이 최대 양력 계수가 가장 낮고, 항력 계수도 가장 높아서 공력특성이 가장 좋지 않음을 알 수 있었다.
결론적으로, 상술한 본 발명의 제 1 단계 내지 제 4 단계에 따른 방법에 의할 경우, 임계 결빙형상에 매우 근접한 형상을 결정할 수 있었고, 상용해석 툴인 Fluent를 이용하여 공력특성을 비교한 결과 그 결정이 타당한 것임을 알 수 있었다.
이와 같이, 본 발명에 따른 항공기 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법을 이용할 경우에는, 결빙해석을 수행한 모든 결빙형상에 대한 상세 공력특성을 해석하기 전에 형상 파라미터를 이용하여 신속하게 임계 결빙형상을 파악할 수 있다. 이에 따라, 결빙인증 대기조건 가운데 중요 범위의 식별과 수반되는 결빙형상 공력해석 및 풍동시험 범위를 효과적으로 설정하는데 기여할 수 있게 된다.
이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다. 따라서, 본 발명에 개시된 실시예들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.

Claims (3)

  1. 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법으로서,
    (a) 결빙 전문 CFD(computational fluid dynamics) 코드를 이용하여, 항공기 운용 조건 및 결빙 대기 조건에 따른 결빙형상을 계산하는 단계;
    (b) 결빙형상의 정보를 추출하는 코드를 이용하여, 상기 (a) 단계에서 계산된 상기 결빙형상에 대한 형상 파라미터들(geometry parameters)을 추출하는 단계;
    (c) 상기 (b) 단계에서 추출된 상기 형상 파라미터들을 비교하여서, 상대적으로 저하된 공력 특성을 발생시키는 결빙형상을 검출(detection)하는 단계; 및
    (d) 상기 (c) 단계에서 검출된 상기 상대적으로 저하된 공력 특성을 발생시키는 결빙형상을 임계 결빙형상으로 최종적으로 결정하는 단계를 포함하되,
    상기 (b) 단계에서의 상기 결빙형상에 대한 형상 파라미터들은,
    상부 혼 피크 두께(upper horn peak thickness) 파라미터(S1)와,
    상부 혼 각도(upper horn angle) 파라미터(S2)와,
    하부 혼 피크 두께(lower horn peak thickness) 파라미터(S3)와,
    하부 혼 각도(lower horn angle) 파라미터(S4)와,
    전체 결빙 단면적(Total ice cross-sectional area) 파라미터(S5)와,
    리딩 에지 최소 두께(leading edge minimum thickness) 파라미터(S6)와,
    상부 결빙 한계(upper icing limit) 파라미터(S7)와,
    하부 결빙 한계(lower icing limit) 파라미터(S8)를 포함하고,
    상기 결빙 전문 CFD(computational fluid dynamics) 코드로서는 FENSAP-ICE를 이용하는 것을 특징으로 하는, 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법.
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  3. 삭제
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