KR20210068375A - Wings of unmanned aerial vehicle with longitudinal strips to increase aerodynamic performance - Google Patents
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Abstract
Description
본 발명은 무인 비행체의 날개의 상면에 소정 높이의 종방향 스트립을 횡방향을 따라 일정 간격으로 다수 형성함으로써, 특히 실속 이후의 영역에서 공력 성능을 크게 향상시킬 수 있는 무인 비행체의 날개에 관한 것이다.The present invention relates to a wing of an unmanned aerial vehicle that can significantly improve aerodynamic performance, particularly in the area after stall, by forming a plurality of longitudinal strips of a predetermined height on the upper surface of the wing of the unmanned aerial vehicle at regular intervals along the lateral direction.
무인 비행체는 유인 비행체에 비하여 많은 장점을 가지고 있다. 즉, 사람이 접근할 수 없는 위험한 환경에서 작업을 수행할 수 있고, 유인 비행체가 수행하기 어려운 지루하고 반복적인 작업을 수행할 수 있으며, 상업적 사용에서는 인건비를 감소시킬 수 있다. 6m 이하의 날개 폭과 25kg 이하의 무게를 가진 소형 무인 비행체는 다양한 임무를 수행할 수 있기 때문에 최근에 많은 관심을 받고 있다. 이런 소형 무인 비행체는 15,000에서 500,000 사이의 레이놀즈수에서 운영된다. 상기 레이놀즈수의 범위에서 층류 박리 버블(laminar separation bubble)이 날개의 표면에 형성되어 공력 성능을 저하시키므로, SD 계열의 익형이 박리 버블의 역효과를 최소화할 목적으로 개발되고 있다. 그러나, 층류 박리 버블은 심지어 SD 계열의 익형에서도 여전히 존재한다. 결과적으로 높은 받음각에서 층류 박리 버블의 파열로 인하여 실속이 발생하고, 실속은 공력 성능을 크게 감소시키므로, 낮은 레이놀즈수(Re＜500,000) 익형의 공력 성능 향상을 위하여 높은 받음각에서 유동 박리를 제어하는 것이 중요하다.Unmanned aerial vehicles have many advantages over manned vehicles. That is, work can be performed in a hazardous environment that is inaccessible to humans, tedious and repetitive tasks that are difficult to perform by manned air vehicles can be performed, and labor costs can be reduced in commercial use. Small unmanned aerial vehicles with a wingspan of 6 m or less and a weight of 25 kg or less have recently received a lot of attention because they can perform various missions. These small unmanned aerial vehicles operate at Reynolds numbers between 15,000 and 500,000. In the range of the Reynolds number, a laminar separation bubble is formed on the surface of the wing to reduce aerodynamic performance, so an SD series airfoil is being developed for the purpose of minimizing the adverse effect of the separation bubble. However, laminar exfoliation bubbles are still present even in the SD series airfoils. As a result, stall occurs due to rupture of laminar separation bubble at high angle of attack, and stall greatly reduces aerodynamic performance. Therefore, to improve aerodynamic performance of low Reynolds number (Re < 500,000) airfoils, it is recommended to control flow separation at high angle of attack. It is important.
낮은 레이놀즈수 익형에서 유동 박리를 제어하기 위하여 많은 능동 및 수동 장치가 개발되고 있다. 플라즈마 작동기(plasma actuator), 음파 여자(acoustic excitation) 및 주기적 물리력(periodic forcing)과 같은 능동 장치가 유동 박리를 제어하는데 효과적이었다. 이런 능동 제어 장치는 실속 이후 또는 깊은 실속의 영역에서 작동하여 양력계수 또는 양력 대 항력비를 증가시켰다. 그러나 이런 능동 제어 장치는 전원을 요구하므로 제한된 에너지 용량을 가진 소형 무인 비행체에 적용하는데 제약이 있었다.Many active and passive devices have been developed to control flow separation in low Reynolds number airfoils. Active devices such as plasma actuators, acoustic excitation and periodic forcing have been effective in controlling flow separation. These active controls operate after stalling or in the region of deep stalls to increase the lift coefficient or lift-to-drag ratio. However, since such an active control device requires a power source, there is a limit to its application to small unmanned aerial vehicles with limited energy capacity.
외부 전원을 요구하지 않는 수동 장치를 소형 비행체에 적용하는 것이 바람직할 것이다. 보텍스 발생기, 트립 와이어(trip wire), 파열 제어판(burst control plate) 및 지그재그 테이프(zigzag tape)가 낮은 레이놀즈수 익형의 공력 성능을 향상시키는 것으로 조사되었다. 그러나 보텍스 발생기는 실속 이후의 영역에서 양력 대 항력비를 증가시키는데 한계가 있었고, 트립 와이어는 실속을 적절하게 제어할 수 없었으며, 파열 제어판은 낮은 받음각에서 양력을 감소시키고 항력을 증가시켰으며, 지그재그 테이프는 실속 제어 효과가 미미한 문제점이 있었다.It would be desirable to apply a passive device that does not require an external power source to small aircraft. A vortex generator, trip wire, burst control plate and zigzag tape were investigated to improve the aerodynamic performance of low Reynolds number airfoils. However, the vortex generator had limitations in increasing the lift-to-drag ratio in the post-stall region, the tripwire could not adequately control the stall, and the rupture control panel decreased lift and increased drag at low angles of attack, and zigzag The tape had a problem that the stall control effect was insignificant.
위에서 언급된 대부분의 수동 제어 장치는 특정 유동방향의 위치에서 횡방향을 따라 적용되어 특정 받음각에서 항력을 감소시키거나 양력을 증가시켰다. 이런 제어 장치의 성능은 받음각에 의존하였고, 어떤 받음각에서는 부정적인 효과를 나타내었다. 이런 점에서 새로운 실속 제어 장치가 요구되었다.Most of the manual control devices mentioned above are applied along the transverse direction at specific flow locations to reduce drag or increase lift at specific angles of attack. The performance of these control devices depended on the angle of attack, and some angles of attack had a negative effect. In this regard, a new stall control device was required.
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위한 것으로, 무인 비행체의 날개의 상면에 횡방향을 따라 일정 간격으로 소정 높이의 종방향 스트립을 다수 형성함으로써, 특히 실속 이후의 영역에서 공력 성능을 크게 향상시킬 수 있는 무인 비행체의 날개를 제공하는데 그 목적이 있다.The present invention is to solve the above problems, and by forming a plurality of longitudinal strips of a predetermined height at regular intervals along the transverse direction on the upper surface of the wing of the unmanned aerial vehicle, it is possible to greatly improve the aerodynamic performance, especially in the area after stalling. The purpose is to provide a wing of an unmanned aerial vehicle that can
또한, 실속은 효과적으로 제어하지만 낮은 받음각에서 공력 성능에 거의 영향을 주지 않는 종방향 스트립이 형성된 무인 비행체의 날개를 제공하는데 다른 목적이 있다.Another object is to provide a wing of an unmanned aerial vehicle with a longitudinal strip that effectively controls the stall but has little effect on aerodynamic performance at low angles of attack.
상기와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 공력 성능 향상을 위한 종방향 스트립이 형성된 무인 비행체의 날개는, 무인 비행체의 동체로부터 외측으로 연장된 날개에 있어서, 날개의 상면에는 소정 높이의 종방향 스트립이 횡방향을 따라 일정 간격으로 다수 형성되고, 층류 또는 천이 영역에서는 상기 종방향 스트립의 코너에서 발생하는 코너 보텍스가 상기 날개 표면에 모멘텀을 공급하여 상기 날개에서 부착 유동을 유지하거나 유동의 재부착을 이루며, 난류 영역에서는 상기 종방향 스트립의 모서리에서 발생하는 유동방향 보텍스가 상기 날개 표면에 모멘텀을 공급하여 유동 박리를 억제한다.The wing of the unmanned aerial vehicle having a longitudinal strip for improving aerodynamic performance according to the present invention for achieving the above object is a wing extending outward from the fuselage of the unmanned aerial vehicle, the upper surface of the wing has a longitudinal direction of a predetermined height A plurality of strips are formed at regular intervals along the transverse direction, and in the laminar flow or transition region, the corner vortex generated at the corner of the longitudinal strip supplies momentum to the wing surface to maintain the attached flow in the wing or reattach the flow. In the turbulence region, the flow direction vortex generated at the edge of the longitudinal strip supplies momentum to the wing surface to suppress flow separation.
상기 코너 보텍스는 상기 종방향 스트립으로부터 멀어지는 횡방향으로 이동하고, 상기 종방향 스트립의 높이는 종방향 스트립이 없는 날개에서의 경계층의 두께보다 작으며, 유동의 재부착 라인은 횡방향으로 “∪”자 형상이고, 레이놀즈수가 증가함에 따라 상기 종방향 스트립의 높이는 감소하며, 상기 종방향 스트립은 날개의 하면에도 형성될 수 있고, 상기 종방향 스트립의 무차원 폭(w/c)은 상기 종방향 스트립의 무차원 높이(h/c)의 8∼12배일 수 있다.The corner vortex moves transversely away from the longitudinal strip, the height of the longitudinal strip is less than the thickness of the boundary layer in the wing without the longitudinal strip, and the reattachment line of flow is transversely “∪” shape, and the height of the longitudinal strip decreases as the Reynolds number increases, the longitudinal strip may also be formed on the lower surface of the wing, and the dimensionless width (w/c) of the longitudinal strip is equal to that of the longitudinal strip. It may be 8 to 12 times the dimensionless height (h/c).
레이놀즈수 60,000에서 상기 종방향 스트립의 무차원 높이(h/c)는 0.005이하이고, 상기 종방향 스트립의 무차원 폭(w/c)은 0.05이하이며, 상기 종방향 스트립의 횡방향 무차원 설치 간격(s/c)은 0.05∼0.3이다.At Reynolds number 60,000, the dimensionless height (h/c) of the longitudinal strip is less than or equal to 0.005, the dimensionless width (w/c) of the longitudinal strip is less than or equal to 0.05, and the transverse dimensionless installation of the longitudinal strip is The interval (s/c) is 0.05 to 0.3.
상기 종방향 스트립의 높이는 정체점에서부터 x/c=0.6까지 일정하다가 뒷전으로 갈수록 점차 감소할 수 있고, 상기 종방향 스트립은 x/c=0.6에서부터 뒷전으로 갈수록 유동방향을 따라 중간 중간에 형성되지 않고 끊어질 수 있으며, 상기 날개의 하면에 형성되는 종방향 스트립은 상기 날개의 상면에 형성되는 종방향 스트립의 사이에 형성될 수 있다.The height of the longitudinal strip may be constant from the stagnation point to x/c=0.6 and gradually decrease toward the trailing edge, and the longitudinal strip is not formed in the middle along the flow direction from x/c=0.6 to the trailing edge. It may be cut off, and the longitudinal strip formed on the lower surface of the wing may be formed between the longitudinal strips formed on the upper surface of the wing.
본 발명은 무인 비행체의 날개의 상면에 횡방향을 따라 일정 간격으로 소정 높이의 종방향 스트립을 다수 형성함으로써, 구조가 간단하고, 외부 전원이 전혀 필요없을 뿐 아니라 실속 이후의 영역에서 공력 성능을 크게 향상시킬 수 있는 효과가 있다.According to the present invention, by forming a plurality of longitudinal strips of a predetermined height at regular intervals along the transverse direction on the upper surface of the wing of the unmanned aerial vehicle, the structure is simple, no external power is required, and the aerodynamic performance is greatly improved in the area after stalling. There is an effect that can be improved.
또한, 본 발명은 실속을 효과적으로 제어하지만 낮은 받음각에서 공력 성능에 거의 영향을 주지 않는 효과도 있다.In addition, the present invention effectively controls the stall, but has an effect that has little effect on the aerodynamic performance at low angle of attack.
도 1은 본 발명에 따른 공력 성능 향상을 위한 종방향 스트립이 형성된 무인 비행체의 날개에 대한 개략도.
도 2는 본 발명에 따른 무인 비행체의 날개에 대한 실험장치의 개략도.
도 3 및 도 4는 본 발명에 따른 무인 비행체의 날개 주위의 유동을 측정하기 위한 PIV 측정장치의 개략도.
도 5는 레이놀즈수(Re) 60,000이고, 받음각(α) 12°일때의 양력계수 윤곽선을 나타낸 도면.
도 6은 Re=60,000과 Re=180,000에서 최적 종방향 스트립이 형성된 경우와 형성되지 않은 경우의 받음각에 따른 양력계수(CL)와 항력계수(CD)의 변화를 나타낸 그래프.
도 7은 Re=60,000과 Re=180,000에서 최적 종방향 스트립이 형성된 경우와 형성되지 않은 경우의 항력계수에 따른 양력계수의 변화를 나타낸 그래프.
도 8은 Re=60,000과 α=9°에서 최적 종방향 스트립이 형성된 경우와 형성되지 않은 경우의 날개 표면 유동 가시화를 나타낸 도면.
도 9는 Re=60,000과 α=11°에서 최적 종방향 스트립이 형성된 경우와 형성되지 않은 경우의 날개 표면 유동 가시화를 나타낸 도면.
도 10은 Re=60,000과 α=12°에서 최적 종방향 스트립이 형성된 경우와 형성되지 않은 경우의 날개 표면 유동 가시화를 나타낸 도면.
도 11은 Re=60,000과 α=12°에서 최적 종방향 스트립이 형성된 경우와 형성되지 않은 경우의 평균 유동방향 속도의 윤곽선과 속도 벡터를 나타낸 도면.
도 12는 Re=60,000과 α=12°에서 최적 종방향 스트립이 형성된 경우와 형성되지 않은 경우의 날개 표면 압력 분포를 나타낸 그래프.
도 13은 Re=60,000, α=12°및 최적 종방향 스트립이 형성된 경우에 앞전 근처인 x/c=0.033에서의 속도 벡터를 나타낸 도면.
도 14는 Re=60,000, α=12°및 최적 종방향 스트립이 형성된 경우의 순간 속도 벡터를 나타낸 도면.
도 15는 Re=60,000, α=12°및 최적 종방향 스트립이 형성된 경우에 x/c=0.033, 0.05, 0.067 및 0.1에서의 평균 속도장으로부터 얻어진 코너 보텍스의 중심 위치를 나타낸 도면.
도 16은 Re=60,000, α=12°및 최적 종방향 스트립이 형성된 경우에 z/c=0, -0.02, -0.045 및 -0.07에서의 레이놀즈 전단 응력 윤곽선을 나타낸 도면.
도 17은 Re=60,000, α=12°및 최적 종방향 스트립이 형성된 경우에 재부착 후인 x/c=0.133, 0.2 및 0.267에서의 평균 유동방향 와도 윤곽선을 나타낸 도면.
도 18은 실속이 발생하는 받음각에서 종방향 스트립에 의하여 공력 성능이 향상되는 메카니즘을 나타낸 개략도.
도 19는 날개의 상면에 형성되는 종방향 스트립의 길이에 다른 양력계수와 항력계수의 변화를 나타낸 그래프.1 is a schematic view of a wing of an unmanned aerial vehicle having a longitudinal strip for improving aerodynamic performance according to the present invention.
Figure 2 is a schematic view of the experimental apparatus for the wing of the unmanned aerial vehicle according to the present invention.
3 and 4 are schematic views of a PIV measuring device for measuring the flow around the wing of the unmanned aerial vehicle according to the present invention.
5 is a view showing the outline of the lift coefficient when the Reynolds number (Re) is 60,000 and the angle of attack (α) is 12°.
6 is Re = 60,000 and 180,000 Re = best species graph showing changes in lift coefficient (C L) and the drag coefficient (C D) in accordance with the angle of attack of the strip if the direction is not formed and when formed from.
7 is a graph showing the change in the lift coefficient according to the drag coefficient when the optimal longitudinal strip is formed and not formed at Re = 60,000 and Re = 180,000.
8 is a view showing the visualization of the wing surface flow with and without the optimal longitudinal strip formation at Re=60,000 and α=9°.
9 is a view showing the visualization of the wing surface flow with and without the formation of optimal longitudinal strips at Re=60,000 and α=11°.
10 is a view showing the visualization of the wing surface flow with and without the formation of the optimal longitudinal strip at Re=60,000 and α=12°.
Fig. 11 is a diagram showing the contour and velocity vectors of the average flow direction velocity with and without optimal longitudinal strip formation at Re = 60,000 and α = 12°.
12 is a graph showing the wing surface pressure distribution when the optimal longitudinal strip is formed and not formed at Re = 60,000 and α = 12 °.
Figure 13 shows the velocity vector at x/c = 0.033 near the leading edge when Re = 60,000, α = 12° and an optimal longitudinal strip is formed.
Fig. 14 shows the instantaneous velocity vector when Re = 60,000, α = 12° and an optimal longitudinal strip is formed;
Fig. 15 shows the central position of the corner vortex obtained from the average velocity fields at x/c = 0.033, 0.05, 0.067 and 0.1 when Re = 60,000, α = 12° and optimal longitudinal strips are formed.
16 shows Reynolds shear stress contours at z/c=0, -0.02, -0.045 and -0.07 for Re=60,000, α=12° and optimal longitudinal strips formed.
Fig. 17 shows the mean flow-direction vortex contours at x/c=0.133, 0.2 and 0.267 after reattachment when Re=60,000, α=12° and optimal longitudinal strips are formed.
18 is a schematic view showing a mechanism in which aerodynamic performance is improved by a longitudinal strip at an angle of attack at which a stall occurs.
19 is a graph showing the change of the lift coefficient and the drag coefficient according to the length of the longitudinal strip formed on the upper surface of the wing.
본 발명의 바람직한 실시예를 상세히 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 상세한 설명을 생략한다.In describing a preferred embodiment of the present invention in detail, if it is determined that a detailed description of a related known configuration or function may obscure the gist of the present invention, the detailed description will be omitted.
도 1은 본 발명에 따른 공력 성능 향상을 위한 종방향 스트립이 형성된 무인 비행체의 날개에 대한 개략도이다.1 is a schematic diagram of a wing of an unmanned aerial vehicle having a longitudinal strip for improving aerodynamic performance according to the present invention.
본 발명에 따른 공력 성능 향상을 위한 종방향 스트립이 형성된 무인 비행체의 날개는, 무인 비행체의 동체로부터 외측으로 연장된 날개에 있어서, 날개의 상면에는 소정 높이의 종방향 스트립(10)이 횡방향을 따라 일정 간격으로 다수 형성되고, 앞전(leading edge) 근처의 층류 영역에서는 종방향 스트립(10)의 코너에서 발생하는 코너 보텍스가 상기 날개 표면에 모멘텀을 공급하여 유동 박리를 억제하며, 천이 영역에서는 종방향 스트립(10)의 코너에서 발생하는 코너 보텍스가 상기 날개 표면에 모멘텀을 공급하여 상기 날개에서 부착 유동을 유지하거나 재부착을 이루고, 후류인 난류 영역에서는 종방향 스트립(10)의 모서리에서 발생하는 유동방향 보텍스가 상기 날개 표면에 모멘텀을 공급하여 유동 박리를 억제하여 상기 날개에서 주로 부착 유동을 유지할 수 있다.The wing of the unmanned aerial vehicle having a longitudinal strip for improving aerodynamic performance according to the present invention, in the wing extending outward from the fuselage of the unmanned aerial vehicle, has a
이때, 날개는 익형(airfoil) SD7003이고, 익형 길이(c; chord length)는 300㎜이며, 익형의 폭(b)은 600㎜이다. 종방향 스트립의 높이, 폭, 간격 및 길이는 각각 h, w, s 및 l로 나타낸다.At this time, the wing is an airfoil SD7003, the airfoil length (c; chord length) is 300 mm, and the width (b) of the airfoil is 600 mm. The height, width, spacing and length of the longitudinal strips are denoted by h, w, s and l, respectively.
상기 코너 보텍스는 종방향 스트립(10)으로부터 멀어지는 횡방향으로 이동하고, 종방향 스트립(10)의 높이는 종방향 스트립이 없는 날개에서의 경계층의 두께보다 작으며, 레이놀즈수가 증가함에 따라 종방향 스트립(10)의 높이는 감소한다.The corner vortex moves in the transverse direction away from the
또한, 종방향 스트립의 높이는 유동방향을 따라 일정하거나 변할 수 있으며, 종방향 스트립의 높이는 앞전 또는 정체점(stagnation point)에서부터 x축 거리를 익형 길이(c)로 나눈 값인 x/c=0.6까지 일정하다가 뒷전(trailing edge)으로 갈수록 점차 감소할 수 있고, 종방향 스트립은 x축 거리를 익형 길이(c)로 나눈 값인 x/c=0.6에서부터 뒷전으로 갈수록 유동방향을 따라 중간 중간에 형성되지 않고 끊어질 수 있으며, 날개의 상면에 형성되는 종방향 스트립은 앞전을 지나서 날개의 하면에도 형성될 수 있으며, 날개의 하면에 형성되는 종방향 스트립은 날개의 상면에 형성되는 종방향 스트립의 사이에 형성될 수 있고, 날개의 하면에 형성되는 종방향 스트립의 높이는 앞전 또는 정체점을 지나면서 날개의 상면에서 유동방향을 따라 점차 감소하여 0이 될 수 있으며, 날개의 상면에 형성되는 종방향 스트립의 높이는 앞전 또는 정체점을 지나면서 날개의 하면에서 유동방향을 따라 점차 감소하여 0이 될 수 있다.In addition, the height of the longitudinal strip can be constant or variable along the flow direction, and the height of the longitudinal strip is constant from the leading edge or stagnation point to x/c=0.6, which is the x-axis distance divided by the airfoil length (c). However, it can gradually decrease toward the trailing edge, and the longitudinal strip is not formed in the middle along the flow direction from x/c = 0.6, which is the value obtained by dividing the x-axis distance by the airfoil length (c), and is cut off in the middle along the flow direction. The longitudinal strip formed on the upper surface of the wing may be formed on the lower surface of the wing past the leading edge, and the longitudinal strip formed on the lower surface of the wing may be formed between the longitudinal strips formed on the upper surface of the wing. The height of the longitudinal strip formed on the lower surface of the wing may gradually decrease from the upper surface of the wing along the flow direction to 0 as it passes the leading edge or stagnation point, and the height of the longitudinal strip formed on the upper surface of the wing is the leading edge. Alternatively, as it passes the stagnation point, it may gradually decrease along the flow direction on the lower surface of the wing and become zero.
도 2는 본 발명에 따른 무인 비행체의 날개에 대한 2차원 실험장치의 개략도이고, 도 3 및 도 4는 본 발명에 따른 무인 비행체의 날개 주위의 유동을 측정하기 위한 PIV 측정장치의 개략도이다.2 is a schematic diagram of a two-dimensional experimental apparatus for a wing of an unmanned aerial vehicle according to the present invention, and FIGS. 3 and 4 are schematic diagrams of a PIV measuring device for measuring the flow around the wing of an unmanned aerial vehicle according to the present invention.
실험장치는 밀폐형 윈드 터널로서, 높이가 900㎜이고, 폭이 900㎜이고, x, y 및 z는 각각 유동방향(종방향), 수직방향 및 횡방향을 나타낸다. 레이놀즈수(Reynolds number)는 유동속도(U), 익형 길이(c) 및 동점성계수(kinematic viscosity)로 정의되고, 본 발명에서 레이놀즈수(Re)는 60,000과 180,000이다.The experimental apparatus is a closed wind tunnel, with a height of 900 mm and a width of 900 mm, and x, y, and z indicate the flow direction (longitudinal direction), vertical direction, and transverse direction, respectively. The Reynolds number is defined by the flow velocity (U), the airfoil length (c) and the kinematic viscosity, and in the present invention, the Reynolds number (Re) is 60,000 and 180,000.
날개 주위의 속도장(velocity field)과 와도장(vorticity field)을 얻기 위하여 디지털 PIV(Particle image velocimetry)를 사용한다.Digital particle image velocimetry (PIV) is used to obtain velocity and vorticity fields around the wing.
도 5는 레이놀즈수(Re) 60,000이고, 받음각(α) 12°일때의 양력계수 윤곽선을 나타낸 것이다.5 is a Reynolds number (Re) of 60,000 and shows the outline of the lift coefficient when the angle of attack (α) is 12°.
종방향 스트립의 형상을 최적화하기 위하여 RSM(Response surface method)을 사용하고, 최대 양력계수(CL; lift coefficient)는 약 1.11로서, 종방향 스트립이 형성되지 않은 경우의 양력계수(CL)인 0.74보다 50％ 증가한다. 이때, 최적 종방향 스트립의 형상은 h/c≒0.003, w/c≒0.03 및 s/c≒0.15이다. 레이놀즈수와 받음각에 따라서 종방향 스트립의 형상은 변화될 수 있다. 이때, w/c는 h/c의 8∼12배인 것이 바람직하다.Using the RSM (Response surface method) to optimize the shape of the longitudinal strips, and a maximum lift coefficient (C L; lift coefficient) is the lift coefficient (C L) of the case is about 1.11, that is the longitudinal strip is formed of 50% more than 0.74. At this time, the shape of the optimal longitudinal strip is h/c≒0.003, w/c≒0.03 and s/c≒0.15. Depending on the Reynolds number and the angle of attack, the shape of the longitudinal strip can be changed. At this time, it is preferable that w/c is 8 to 12 times of h/c.
레이놀즈수가 60,000에서 종방향 스트립의 무차원 높이(h/c)는 0.005이하이고, 종방향 스트립의 무차원 폭(w/c)는 0.06이하이며, 종방향 스트립의 횡방향 무차원 설치 간격(s/c)는 0.05∼0.3인 것이 바람직하다. 이때, h/c＞0.005이거나 w/c＞0.06이면 항력계수가 증가하여 공력 성능이 나빠지며, s/c＜0.05이면 코너 보텍스의 생성, 성장 및/또는 진행을 위한 공간이 확보되지 않고, s/c＞0.3이면 코너 보텍스가 영향을 줄 수 없는 공간이 너무 커져서 재부착이 발생하지 않고 공력 성능이 나빠진다.At Reynolds number 60,000, the dimensionless height (h/c) of the longitudinal strip is less than or equal to 0.005, the dimensionless width (w/c) of the longitudinal strip is less than or equal to 0.06, and the transverse dimensionless installation spacing (s) of the longitudinal strip is less than or equal to 0.06. /c) is preferably 0.05 to 0.3. At this time, if h/c>0.005 or w/c>0.06, the drag coefficient increases and aerodynamic performance deteriorates, and if s/c<0.05, space for generation, growth and/or progress of the corner vortex is not secured, s If /c>0.3, the space that the corner vortex cannot affect becomes too large, so reattachment does not occur and the aerodynamic performance deteriorates.
도 6은 Re=60,000과 Re=180,000에서 최적 종방향 스트립이 형성된 경우와 형성되지 않은 경우의 받음각에 따른 양력계수(CL)와 항력계수(CD)의 변화를 나타낸 그래프이고, 도 7은 Re=60,000과 Re=180,000에서 최적 종방향 스트립이 형성된 경우와 형성되지 않은 경우의 항력계수에 따른 양력계수의 변화를 나타낸 그래프이다.6 is Re = 60,000 and a graph showing changes in lift coefficient (C L) and the drag coefficient (C D) in accordance with the angle of attack if they are not formed to a case in which the optimal longitudinal strips formed at Re = 180,000, FIG. 7 It is a graph showing the change of the lift coefficient according to the drag coefficient when the optimal longitudinal strip is formed and when Re = 180,000 at Re = 60,000 and Re = 180,000.
종방향 스트립이 형성되지 않은 경우에 받음각(α) 3°에서 양력계수의 기울기의 불연속이 발생하는데, 이는 층류 박리 버블(laminar separation bubble)로 인한 것이며, 층류 박리 버블의 파열(laminar separation bubble burst)로 인한 실속(stall)이 α≒11°(Re=60,000의 경우) 및 α≒12.5°(Re=180,000의 경우)에서 발생하는 것을 확인할 수 있다.In the case where no longitudinal strips were formed, a discontinuity in the slope of the lift coefficient occurs at the angle of attack (α) 3°, which is due to a laminar separation bubble, and a laminar separation bubble burst. It can be seen that the stall caused by α ≒ 11° (in the case of Re = 60,000) and α ≈ 12.5 ° (in the case of Re = 180,000) occurs.
그러나 최적 종방향 스트립이 형성된 경우에 받음각(α) 12°에서 양력계수는 31％ 증가하고, 항력계수는 52％ 감소하며, 실속도 지연됨을 알 수 있다. 즉, 종방향 스트립에 의하여 유동 박리의 특징이 중요하게 변화되는 것이다.However, when the optimal longitudinal strip is formed, it can be seen that at the angle of attack (α) of 12°, the coefficient of lift increases by 31%, the coefficient of drag decreases by 52%, and the stall speed is delayed. That is, the characteristic of flow separation is significantly changed by the longitudinal strip.
또한, 최적 종방향 스트립이 형성된 경우에 받음각(α) 14°에서 양력계수는 12％ 증가하고, 항력계수는 40％ 감소하며, 실속의 특징도 크게 변화됨을 확인할 수 있다. 넓은 실속 영역(broad stall region)에서의 항력계수가 종방향 스트립이 형성되지 않은 경우보다 커지긴 하지만, 양력 대 항력비가 최적 종방향 스트립에 의해서 중요하게 증가된다.In addition, when the optimal longitudinal strip is formed, it can be seen that at the angle of attack (α) of 14°, the coefficient of lift increases by 12%, the coefficient of drag decreases by 40%, and the characteristics of stall are also significantly changed. Although the drag coefficient in the broad stall region is greater than that without longitudinal strips, the lift-to-drag ratio is significantly increased by the optimal longitudinal strips.
넓은 실속 영역과 달리 실속 발생 전의 영역에서 종방향 스트립은 양력계수와 항력계수에 거의 변화를 주지 않는 것을 볼 수 있다. 종방향 스트립의 높이가 종방향 스트립이 없는 날개에서의 경계층의 두께보다 작기 때문에 종방향 스트립이 실속 발생 전의 영역에서의 유동을 크게 변화시키지 않는 것이다.It can be seen that, in contrast to the wide stall area, the longitudinal strip hardly changes the lift coefficient and drag coefficient in the area before stall occurrence. Since the height of the longitudinal strips is less than the thickness of the boundary layer in the wing without the longitudinal strips, the longitudinal strips do not significantly change the flow in the region before stalling.
도 7에서 큰 받음각의 경우에 공력 성능이 종방향 스트립에 의하여 크게 향상되는 것을 확인할 수 있다.In FIG. 7 , it can be seen that the aerodynamic performance is greatly improved by the longitudinal strip in the case of a large angle of attack.
도 8은 Re=60,000과 α=9°에서 최적 종방향 스트립이 형성된 경우와 형성되지 않은 경우의 날개 표면 유동 가시화를 나타낸 도면이다. 이때, 붉은 점선은 재부착(reattachment) 위치를 나타낸 것이다.8 is a diagram showing the visualization of the wing surface flow with and without optimal longitudinal strip formation at Re=60,000 and α=9°. At this time, the red dotted line indicates the reattachment position.
도 8은 종방향 스트립이 형성되지 않은 경우에 앞전(leading edge) 박리가 발생하여 x/c≒0.3에서 재부착됨을 보여준다. 결과적으로 층류 박리 버블이 앞전 근처에서 생성되고, 난류 천이(turbulent transition)가 발생하며, 복잡한 표면 유동 특성을 지닌 난류 경계층이 재부착이후에 형성된다.Figure 8 shows that in the case where the longitudinal strip is not formed, leading edge peeling occurs and reattachment at x/c≒0.3. As a result, laminar separation bubbles are generated near the leading edge, turbulent transition occurs, and a turbulent boundary layer with complex surface flow properties is formed after reattachment.
반면, 종방향 스트립이 형성된 경우에 x/c≒0.2에서 재부착이 이루어지고, 종방향 스트립 위에서는 앞전 박리가 발생하지 않는 부착 유동이 유지된다. 종방향 스트립이 형성되지 않는 경우에 날개 위의 재부착 라인은 직선에 가까우나, 종방향 스트립이 형성된 경우에 재부착 라인은 “∪”자 형상을 나타낸다.On the other hand, when a longitudinal strip is formed, reattachment occurs at x/c≒0.2, and an adherence flow in which leading edge peeling does not occur is maintained over the longitudinal strip. When no longitudinal strip is formed, the reattachment line on the wing is close to a straight line, but when the longitudinal strip is formed, the reattachment line shows a “∪” shape.
도 9는 Re=60,000과 α=11°에서 최적 종방향 스트립이 형성된 경우와 형성되지 않은 경우의 날개 표면 유동 가시화를 나타낸 도면이다. 이때, 붉은 점선은 재부착(reattachment) 위치를 나타낸 것이다.9 is a view showing the visualization of the wing surface flow when the optimal longitudinal strip is formed and not formed at Re=60,000 and α=11°. At this time, the red dotted line indicates the reattachment position.
종방향 스트립이 형성되지 않은 경우에 앞전(leading edge) 박리가 발생한 후, x/c≒0.2에서 재부착된다. 반면, 종방향 스트립이 형성된 경우에 x/c≒0.1에서 재부착이 이루어진다. Leading edge peeling occurs when no longitudinal strip is formed, followed by reattachment at x/c≈0.2. On the other hand, reattachment occurs at x/c≈0.1 when a longitudinal strip is formed.
도 10은 Re=60,000과 α=12°에서 최적 종방향 스트립이 형성된 경우와 형성되지 않은 경우의 날개 표면 유동 가시화를 나타낸 도면이다. 이때, 붉은 점선은 재부착(reattachment) 위치를 나타낸 것이다.10 is a view showing the visualization of the wing surface flow in the case where the optimal longitudinal strip is formed and not formed at Re=60,000 and α=12°. At this time, the red dotted line indicates the reattachment position.
종방향 스트립이 형성되지 않은 경우에는 날개 전체에 박리가 발생한다. 반면, 종방향 스트립이 형성된 경우에 날개 위에서 재부착이 발생하고, 종방향 스트립 위에서는 부착 유동이 유지된다. 결과적으로 도 6에서 확인할 수 있는 바와 같이 돌연 실속(abrupt stall)이 사라지고, 공력 성능이 중요하게 향상된다.If no longitudinal strips are formed, delamination occurs throughout the wing. On the other hand, when the longitudinal strip is formed, reattachment occurs over the wing and the adherence flow is maintained over the longitudinal strip. As a result, as can be seen in FIG. 6 , the abrupt stall disappears, and the aerodynamic performance is significantly improved.
도 11은 Re=60,000과 α=12°에서 최적 종방향 스트립이 형성된 경우와 형성되지 않은 경우의 평균 유동방향 속도의 윤곽선과 속도 벡터를 나타낸 도면이다. 도 11a는 종방향 스트립이 형성되지 않은 경우이고, 도 11b는 종방향 스트립이 형성된 경우(z/c=0)이며, 도 11c는 종방향 스트립이 형성된 경우(z/c=-0.045)이다. 이때, 도 11a와 도 11c에서 두꺼운 검정색 라인은 평균 속도 0인 경우이고, 검정색과 회색 부분은 익형과 스트립의 그림자로 인해 속도 측정이 되지 않은 영역이다.11 is a diagram showing the outline and velocity vectors of the average flow direction velocity with and without optimal longitudinal strip formation at Re=60,000 and α=12°. Fig. 11A is a case in which a longitudinal strip is not formed, Fig. 11B is a case in which a longitudinal strip is formed (z/c=0), and Fig. 11C is a case in which a longitudinal strip is formed (z/c=-0.045). At this time, in FIGS. 11A and 11C , the thick black line represents the case of the average speed of 0, and the black and gray areas represent areas where the speed is not measured due to the shadows of the airfoil and the strip.
종방향 스트립이 형성되지 않은 경우에 유동이 앞전부터 완전히 박리된다. 종방향 스트립이 형성된 경우에 스트립 위에서는 완전히 부착 유동을 나타내고, 스트립 사이의 유동은 앞전에서 박리되어 x/c≒0.1에서 재부착된다. 이는 도 10의 날개 표면 유동 가시화를 나타낸 도면과 일치하는 결과이다.If no longitudinal strips are formed, the flow is completely separated from the leading edge. When longitudinal strips are formed, they exhibit a fully adherent flow over the strips, and the flow between the strips peels off at the leading edge and reattaches at x/c≈0.1. This is a result consistent with the drawing showing the wing surface flow visualization of FIG. 10 .
도 12는 Re=60,000과 α=12°에서 최적 종방향 스트립이 형성된 경우와 형성되지 않은 경우의 날개 표면 압력 분포를 나타낸 그래프이다.12 is a graph showing the wing surface pressure distribution when the optimal longitudinal strip is formed and not formed at Re=60,000 and α=12°.
날개 상면에서의 압력 계수는 종방향 스트립에 의해 중요하게 변화된다. 종방향 스트립이 형성된 경우에 앞전 근처의 압력계수(CP) 크기는 -3으로 종방향 스트립이 형성되지 않은 경우의 압력계수(CP≒-1) 크기보다 훨씬 크다. 종방향 스트립이 형성된 경우에 스트립 사이의 압력계수는 앞전 바로 근처를 제외하고 박리 영역(x/c≤0.085)에서 거의 일정하고, 하류에서 회복되는 것을 확인할 수 있다. 반면, 스트립 위에서의 압력계수(-CP)의 최고점은 완전한 부착 유동으로 인하여 약간 하류로 이동하고, 압력은 하류에서 회복된다.The pressure coefficient at the top of the wing is significantly changed by the longitudinal strip. Be a pressure gauge near the leading edge when the longitudinal strips formed in (C P) size is much larger than the number of the pressure gauge when no longitudinal strips formed by -3 (C P ≒ -1) size. When longitudinal strips are formed, it can be seen that the pressure coefficient between the strips is almost constant in the delamination region (x/c≤0.085) except near the leading edge, and is recovered downstream. On the other hand, the peak of the pressure coefficient (-C P ) on the strip shifts slightly downstream due to the complete adhesion flow, and the pressure is recovered downstream.
도 13은 Re=60,000, α=12°및 최적 종방향 스트립이 형성된 경우에 앞전 근처인 x/c=0.033에서의 속도 벡터를 나타낸 도면이다. 도 13a는 평균 속도장을 나타낸 것이고, 도 13b는 순간 속도장을 나타낸 것이다.Fig. 13 is a diagram showing the velocity vector at x/c = 0.033 near the leading edge when Re = 60,000, α = 12 DEG and an optimal longitudinal strip is formed. Fig. 13a shows the average velocity field, and Fig. 13b shows the instantaneous velocity field.
종방향 스트립의 각 코너에는 종방향 스트립의 높이에 상당하는 지름을 가진 코너 보텍스가 생성된다. 상기 코너 보텍스의 강도가 평균 속도장에서는 감소함에도 불구하고, 평균 및 순간 속도장에서 상기 코너 보텍스를 분명히 확인할 수 있다. 코너 보텍스는 종방향 스트립의 코너 가까이에서 세류(downwash) 운동을 유도하고, 추가적인 모멘텀을 공급하여 재부착을 발생시킨다(도 10 및 도 13b 참조). 또한, 상기 코너 보텍스는 코너에서 시작하여 유동이 하류로 진행함에 따라 종방향 스트립으로부터 멀어지는 횡방향으로 이동한다.At each corner of the longitudinal strip, a corner vortex is created with a diameter corresponding to the height of the longitudinal strip. Although the strength of the corner vortex decreases in the average velocity field, the corner vortex is clearly visible in the average and instantaneous velocity fields. The corner vortex induces a downwash motion near the corners of the longitudinal strip and provides additional momentum to cause reattachment (see FIGS. 10 and 13B ). Also, the corner vortex starts at the corner and moves transversely away from the longitudinal strip as the flow proceeds downstream.
도 14는 Re=60,000, α=12°및 최적 종방향 스트립이 형성된 경우의 순간 속도 벡터를 나타낸 도면이다. 도 14a는 x/c=0.05에서의 순간 속도 벡터를 나타낸 것이고, 도 14b는 x/c=0.067에서의 순간 속도 벡터를 나타낸 것이며, 도 14c는 x/c=0.1에서의 순간 속도 벡터를 나타낸 것이다. 이때, 검정색과 회색 부분은 익형과 스트립의 그림자로 인해 속도 측정이 되지 않은 영역이고, 노란색 화살표는 종방향 스트립의 코너로부터 코너 보텍스의 중심의 위치를 나타낸 것이다.Fig. 14 is a diagram showing the instantaneous velocity vector when Re = 60,000, α = 12 DEG and an optimal longitudinal strip is formed. Fig. 14a shows the instantaneous velocity vector at x/c=0.05, Fig. 14b shows the instantaneous velocity vector at x/c=0.067, and Fig. 14c shows the instantaneous velocity vector at x/c=0.1 . At this time, the black and gray areas are the areas where the velocity is not measured due to the shadow of the airfoil and the strip, and the yellow arrow indicates the position of the center of the corner vortex from the corner of the longitudinal strip.
종방향 스트립 사이의 날개 표면 근처의 횡방향 속도의 방향은 횡방향 압력 구배와 일치한다(도 12 참조).The direction of the transverse velocity near the wing surface between the longitudinal strips coincides with the transverse pressure gradient (see Fig. 12).
도 15는 Re=60,000, α=12°및 최적 종방향 스트립이 형성된 경우에 x/c=0.033, 0.05, 0.067 및 0.1에서의 평균 속도장으로부터 얻어진 코너 보텍스의 중심 위치를 나타낸 도면이다. 이때, 검정색 점은 코너 보텍스의 중심 위치를 나타내고, 붉은색 화살표는 코너 보텍스의 회전 방향을 나타낸다.Fig. 15 shows the central position of the corner vortex obtained from the average velocity fields at x/c = 0.033, 0.05, 0.067 and 0.1 when Re = 60,000, α = 12 DEG and optimal longitudinal strips are formed. In this case, the black dot indicates the center position of the corner vortex, and the red arrow indicates the rotation direction of the corner vortex.
코너 보텍스가 x/c≤0.05까지 종방향 스트립의 코너 바로 가까이에 위치하고, 코너 보텍스가 하류로 이동하는 동안에 코너 보텍스는 종방향 스트립 사이의 중앙을 향해서 이동한다. 상기 코너 보텍스는 코너 가까이에 추가적인 모멘텀을 공급하여 재부착이 코너로부터 시작하여 코너로부터 멀어지는 방향으로 이동한다. 코너 보텍스의 이와 같은 이동은 횡방향 압력 구배와 일치한다. 즉, 0.0167≤x/c≤0.05에서 z/c=-0.04에서의 압력이 z/c=0에서의 압력보다 더 크므로 ∂P/∂z＜0이고, 코너 보텍스를 코너 가까이에 머물게 한다(도 12 참조). 반면 0.05≤x/c≤0.133에서 ∂P/∂z＞0이므로 코너 보텍스를 코너로부터 밀어낸다. 코너 보텍스의 이와 같은 이동과 함께 재부착도 코너로부터 시작하여 종방향 스크립 사이의 중앙으로 이동한다.A corner vortex is located immediately close to the corner of the longitudinal strips until x/c≤0.05, and the corner vortex moves toward the center between the longitudinal strips while the corner vortex moves downstream. The corner vortex provides additional momentum near the corner so that the reattachment starts from the corner and moves away from the corner. This movement of the corner vortex is consistent with the lateral pressure gradient. That is, at 0.0167≤x/c≤0.05, the pressure at z/c=-0.04 is greater than the pressure at z/c=0, so ∂P/∂z<0, and the corner vortex stays close to the corner ( 12). On the other hand, at 0.05≤x/c≤0.133, ∂P/∂z>0, so the corner vortex is pushed out of the corner. With this movement of the corner vortex, the reattachment also starts from the corner and moves to the center between the longitudinal clips.
도 16은 Re=60,000, α=12°및 최적 종방향 스트립이 형성된 경우에 z/c=0, -0.02, -0.045 및 -0.07에서의 레이놀즈 전단 응력(Reynolds shear stress) 윤곽선을 나타낸 도면이다. 층류에서 난류로의 천이를 결정하는 기준은 
z/c=0(종방향 스트립의 표면)에서 완전 부착 유동이고, 천이는 x/c=0.05근처에서 발생한다. z/c=-0.02(종방향 스트립의 코너 근처)에서도 천이는 x/c=0.05근처에서 발생하고, 종방향 스트립의 코너로부터 횡방향 거리가 증가함에 따라 천이는 하류에서 발생한다. z/c=-0.07(종방향 스트립 사이의 중앙 근처)에서 재부착은 x/c=0.1근처에서 발생하고, 천이는 재부착의 약간 상류(x/c≒0.09)에서 발생한다. 즉, 재부착은 박리되는 전단층을 따라 층류에서 난류로의 천이에 의한 추가적인 모멘텀의 공급으로 발생한다.Fully adherent flow at z/c=0 (surface of the longitudinal strip), the transition occurs around x/c=0.05. Even at z/c = -0.02 (near the corner of the longitudinal strip), the transition occurs near x/c = 0.05, and as the lateral distance from the corner of the longitudinal strip increases, the transition occurs downstream. At z/c = -0.07 (near the center between longitudinal strips), reattachment occurs near x/c = 0.1, and the transition occurs slightly upstream of reattachment (x/c ≈0.09). That is, reattachment occurs with the supply of additional momentum by the transition from laminar to turbulent flow along the shear layer being exfoliated.
도 17은 Re=60,000, α=12°및 최적 종방향 스트립이 형성된 경우에 재부착 후인 x/c=0.133, 0.2 및 0.267에서의 평균 유동방향 와도 윤곽선을 나타낸 도면이다.17 is a diagram showing the average flow direction vorticity contours at x/c=0.133, 0.2 and 0.267 after reattachment when Re=60,000, α=12° and optimal longitudinal strips are formed.
유동방향 보텍스가 종방향 스트립의 모서리에서 연속적으로 발생하고, 상기 유동방향 보텍스는 익형의 표면에 추가적인 모멘텀을 공급하여 부착 유동을 유지시킨다.Flow direction vortexes occur continuously at the edges of the longitudinal strip, which flow direction vortexes provide additional momentum to the surface of the airfoil to maintain adherent flow.
도 18은 실속이 발생하는 받음각에서 종방향 스트립에 의하여 공력 성능이 향상되는 메카니즘을 나타낸 개략도이다.18 is a schematic view showing a mechanism in which aerodynamic performance is improved by a longitudinal strip at an angle of attack at which a stall occurs.
종방향 스트립이 형성되지 않는 경우에 α=12°에서 앞전부터 전체적인 박리가 발생한다. 그러나 종방향 스트립이 형성되는 경우에 스트립의 코너로부터 코너 보텍스가 발생하고, 스트립의 표면 근처에서 세류 운동을 유도하여 부착 유동을 발생시킨다. 코너 보텍스가 하류로 진행할 때에 코너 보텍스는 종방향 스트립으로부터 멀어지는 횡방향으로 이동하여 더 넓은 영역에서 세류 운동을 유도하고, 박리된 전단층을 따라 난류로의 진화에 의한 추가적인 섞임(mixing)과 함께 x/c=0.1 근처의 모든 횡방향 영역에서 유동을 재부착시킨다. 재부착 후에 종방향 스트립은 스트립의 모서리에서 유동방향 보텍스를 유도하고, 익형의 표면에 추가적인 모멘텀을 공급하여 부착 유동을 유지시킨다.In the case where no longitudinal strips are formed, total delamination occurs from the leading edge at α=12°. However, when a longitudinal strip is formed, corner vortexes are generated from the corners of the strip, inducing a trickle motion near the surface of the strip, resulting in adhesion flow. As the corner vortex travels downstream, the corner vortex moves laterally away from the longitudinal strip, inducing a trickle motion over a larger area x with additional mixing by evolution to turbulence along the exfoliated shear layer. Reattach the flow in all transverse regions near /c=0.1. After reattachment, the longitudinal strip induces a flow vortex at the edge of the strip and provides additional momentum to the surface of the airfoil to maintain the attached flow.
지금까지는 도 1과 같이 유동방향으로 형성되는 종방향 스트립(10)의 길이가 l/c=0.97인 경우를 고려하였다.So far, a case in which the length of the
도 19는 날개의 상면에 형성되는 종방향 스트립의 길이에 다른 양력계수와 항력계수의 변화를 나타낸 그래프이다. 이때, 날개의 하면에 형성되는 종방향 스트립의 길이는 l/c=0.97이고, 날개의 상면에 형성되는 종방향 스트립의 길이는 l/c=0, 0.033, 0.1, 0.67 및 0.97이다.19 is a graph showing the change of the lift coefficient and the drag coefficient according to the length of the longitudinal strip formed on the upper surface of the wing. At this time, the length of the longitudinal strip formed on the lower surface of the wing is l/c=0.97, and the length of the longitudinal strip formed on the upper surface of the wing is l/c=0, 0.033, 0.1, 0.67 and 0.97.
날개의 하면에만 종방향 스트립이 형성된 경우(l/c=0)는 종방향 스트립이 형성되지 않은 경우의 양력계수 및 항력계수와 모든 받음각에서 거의 차이가 없다. 이는 날개의 하면에만 형성된 종방향 스트립은 의미있는 역할을 하지 못하는 것을 나타낸다. 실속 전의 영역에서도 양력계수와 항력계수는 스트립에 의하여 변화하지 않으나, 받음각 α=3°에서 스트립의 길이가 l/c≥0.67인 경우에 양력계수의 불연속이 사라진다. 이는 l/c≥0.67인 스트립이 층류 박리 버블(laminar sepeation bubble)을 제어할 수 있음을 나타내고, 낮은 받음각에서 층류 박리 버블은 x/c≒0.5에서 형성되므로, l/c≤0.5인 스트립은 층류 박리 버블을 제어할 수 없다. 스트립의 길이는 l/c＞0.5이어야 하고, l/c≥0.67인 것이 바람직하다.In the case where the longitudinal strip is formed only on the lower surface of the wing (l/c=0), there is little difference between the lift coefficient and the drag coefficient in the case where the longitudinal strip is not formed in all angles of attack. This indicates that the longitudinal strip formed only on the underside of the wing does not play a significant role. The lift coefficient and drag coefficient do not change with the strip even before stalling, but the discontinuity of the lift coefficient disappears when the strip length is l/c≥0.67 at the angle of attack α=3°. This indicates that strips with l/c ≥ 0.67 can control laminar sepeation bubbles, and at low angles of attack, laminar sepeation bubbles form at x/c ≒ 0.5, so strips with l/c ≤ 0.5 have laminar flow. The peeling bubble cannot be controlled. The length of the strip should be l/c>0.5, preferably l/c≥0.67.
실속 후의 영역에서는 종방향 스트립의 길이가 증가함에 따라 양력계수는 증가하고, 실속은 지연되며, 넓은 실속의 범위가 더 넓어진다. 스트립의 길이가 l/c=0.033와 같이 너무 짧은 경우에 실속 이후의 영역에서 양력계수가 중요하게 증가함에도 불구하고 실속 지연은 거의 발생하지 않는다. 스트립이 형성되는 경우의 항력계수는 11°＜α≤13°에서 스트립이 형성되지 않는 경우의 항력계수보다 더 작아지고, α＞13°에서 더 커진다. 스트립의 길이가 날개의 길이에 가까워짐에 따라 실속 이후의 영역에서의 공력 성능(양력 대 항력비)은 중요하게 향상된다.In the post-stall region, as the length of the longitudinal strip increases, the coefficient of lift increases, the stall is delayed, and the wide stall range becomes wider. When the strip length is too short, such as l/c = 0.033, the stall delay hardly occurs despite the significant increase in the lift coefficient in the region after stalling. The drag coefficient in the case where the strip is formed is smaller than the drag coefficient in the case where the strip is not formed at 11°<α≤13°, and becomes larger when α>13°. As the length of the strip approaches the length of the wing, the aerodynamic performance (lift-to-drag ratio) in the post-stall region improves significantly.
이상의 설명은 본 발명의 기술사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다. 따라서 본 발명에 개시된 실시예는 본 발명의 기술사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호범위는 아래의 특허청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.The above description is merely illustrative of the technical idea of the present invention, and various modifications and variations may be made by those of ordinary skill in the art to which the present invention pertains without departing from the essential characteristics of the present invention. Therefore, the embodiments disclosed in the present invention are not intended to limit the technical spirit of the present invention, but to explain, and the scope of the technical spirit of the present invention is not limited by these embodiments. The protection scope of the present invention should be construed by the following claims, and all technical ideas within the equivalent range should be construed as being included in the scope of the present invention.
10: 종방향 스트립 h: 종방향 스트립의 높이
w: 종방향 스트립의 폭 s: 종방향 스트립의 간격
l: 종방향 스트립의 길이 c: 날개의 길이10: longitudinal strip h: height of longitudinal strip
w: width of longitudinal strips s: spacing of longitudinal strips
l: length of longitudinal strip c: length of wing
Claims (6)
날개의 상면에는 소정 높이의 종방향 스트립이 횡방향을 따라 일정 간격으로 다수 형성되고,
층류 또는 천이 영역에서는 상기 종방향 스트립의 코너에서 발생하는 코너 보텍스가 상기 날개 표면에 모멘텀을 공급하여 상기 날개에서 부착 유동을 유지하거나 유동의 재부착을 이루며,
난류 영역에서는 상기 종방향 스트립의 모서리에서 발생하는 유동방향 보텍스가 상기 날개 표면에 모멘텀을 공급하여 유동 박리를 억제하고,
상기 코너 보텍스는 상기 종방향 스트립으로부터 멀어지는 횡방향으로 이동하는 것을 특징으로 하는 공력 성능 향상을 위한 종방향 스트립이 형성된 무인 비행체의 날개.
In the wing extending outward from the fuselage of the unmanned aerial vehicle,
On the upper surface of the wing, a plurality of longitudinal strips of a predetermined height are formed at regular intervals along the transverse direction,
In the laminar flow or transition region, corner vortexes occurring at the corners of the longitudinal strip supply momentum to the wing surfaces to maintain or reattach flow in the wing,
In the region of turbulence, the flow direction vortex generated at the edge of the longitudinal strip supplies momentum to the wing surface to suppress flow separation,
The wing of the unmanned aerial vehicle having a longitudinal strip for improving aerodynamic performance, characterized in that the corner vortex moves in the transverse direction away from the longitudinal strip.
유동의 재부착 라인은 횡방향으로 “∪”자 형상인 것을 특징으로 하는 공력 성능 향상을 위한 종방향 스트립이 형성된 무인 비행체의 날개.
According to claim 1,
The wing of the unmanned aerial vehicle with a longitudinal strip for improving aerodynamic performance, characterized in that the reattachment line of the flow is in the shape of a “∪” in the transverse direction.
상기 종방향 스트립의 무차원 폭(w/c)은 상기 종방향 스트립의 무차원 높이(h/c)의 8∼12배인 것을 특징으로 하는 공력 성능 향상을 위한 종방향 스트립이 형성된 무인 비행체의 날개.
3. The method of claim 1 or 2,
The dimensionless width (w/c) of the longitudinal strip is 8 to 12 times the dimensionless height (h/c) of the longitudinal strip. .
레이놀즈수가 증가함에 따라 상기 종방향 스트립의 높이는 감소하는 것을 특징으로 하는 공력 성능 향상을 위한 종방향 스트립이 형성된 무인 비행체의 날개.
3. The method of claim 1 or 2,
The wing of an unmanned aerial vehicle having a longitudinal strip for improving aerodynamic performance, characterized in that the height of the longitudinal strip decreases as the Reynolds number increases.
상기 종방향 스트립의 높이는 정체점에서부터 x/c=0.6까지 일정하다가 뒷전으로 갈수록 점차 감소하는 것을 특징으로 하는 공력 성능 향상을 위한 종방향 스트립이 형성된 무인 비행체의 날개.
3. The method of claim 1 or 2,
The height of the longitudinal strip is constant from the stagnation point to x/c=0.6, and then gradually decreases toward the trailing edge.
상기 종방향 스트립은 x/c=0.6에서부터 뒷전으로 갈수록 유동방향을 따라 중간 중간에 형성되지 않고 끊어진 것을 특징으로 하는 공력 성능 향상을 위한 종방향 스트립이 형성된 무인 비행체의 날개.3. The method of claim 1 or 2,
The longitudinal strip is not formed in the middle along the flow direction from x/c = 0.6 toward the trailing edge, but is cut off. The wing of the unmanned aerial vehicle having a longitudinal strip for improving aerodynamic performance.
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Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20060280614A1 (en) * | 2003-10-10 | 2006-12-14 | Peter Quell | Rotor blade for a wind power station |
| US20110008174A1 (en) * | 2009-07-10 | 2011-01-13 | Peter Ireland | Application of elastomeric vortex generators |
| US20120051936A1 (en) * | 2011-11-02 | 2012-03-01 | Drew Eisenberg | Secondary airfoil mounted on stall fence on wind turbine blade |
| JP2013519591A (en) * | 2010-02-16 | 2013-05-30 | ザ・ボーイング・カンパニー | Aerodynamic structure with chevron solar panels and related methods |
| KR101577574B1 (en) | 2014-04-30 | 2015-12-16 | 서울대학교산학협력단 | Apparatus for Improving Lift of Main Wing of Unmanned Aerial Vehicle |
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-
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Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20060280614A1 (en) * | 2003-10-10 | 2006-12-14 | Peter Quell | Rotor blade for a wind power station |
| US20110008174A1 (en) * | 2009-07-10 | 2011-01-13 | Peter Ireland | Application of elastomeric vortex generators |
| JP2013519591A (en) * | 2010-02-16 | 2013-05-30 | ザ・ボーイング・カンパニー | Aerodynamic structure with chevron solar panels and related methods |
| US20120051936A1 (en) * | 2011-11-02 | 2012-03-01 | Drew Eisenberg | Secondary airfoil mounted on stall fence on wind turbine blade |
| KR101577574B1 (en) | 2014-04-30 | 2015-12-16 | 서울대학교산학협력단 | Apparatus for Improving Lift of Main Wing of Unmanned Aerial Vehicle |
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