고양력 항공기 형상의 공력 시뮬레이션
성공적인 유동 해석을 위한 케이던스의 CFD 기술
상업용 항공기는 이륙 및 착륙 시 높은 받음각에서 운용되므로, 양력을 정확하게 예측하는 것이 매우 중요하다. 이러한 예측은 최대 이륙 중량, 요구 엔진 추력, 활주로 길이와 같은 요소를 결정하는 데 필수이며, 이는 항공기의 안전하고 효율적인 설계 및 운용에 직결된다. 그러나 고양력 장치가 사용되는 이·착륙 단계에서는 순항 비행과는 다른 유동 특성이 형성되기 때문에, 항공기의 양력과 항력을 정확히 예측하는 것은 항상 어려운 과제로 남아 있다.
■ 자료 제공 : 나인플러스IT, www.vifs.co.kr
고양력 항공기 주위의 유동은 후류(wake), 와류(vortex), 역류 영역(reverse flow region), 경계층(boundary layer), 접합부 유동(juncture flow) 등과 같이 복잡하고 상호작용하는 유동 구조를 포함한다. 케이던스 피델리티 LES(Cadence Fidelity LES, 구 Cascade CharLES)에서의 벽면 모델 대와류 시뮬레이션(Wall-Modeled Large Eddy Simulation : WM-LES)은 고양력 항공기 성능 예측에 효과적인 것으로 입증되었다.
이와 같은 맥락에서, 상대적으로 낮은 충실도의 정상 상태 레이놀즈 평균 나비에–스토크스(Reynolds-Averaged NavierStokes : RANS) 해석은 계산 비용이 낮아 신속한 성능 평가, 설계 비교 및 최적화 연구를 위한 유용한 도구를 제공한다. 최근 케이던스 피델리티 플로(Cadence Fidelity Flow)의 밀도 기반 해석기(Density-Based Solver : DBS)에 적용된 RANS 난류 모델링 기법의 개선을 통해, 수치적 안정성과 정확성이 향상되었으며 이러한 복잡한 유동장을 보다 효과적으로 다룰 수 있게 되었다. 또한 멀티그리드(multigrid) 기법과 CPU 부스터(CPU Booster) 기술과 같은 수렴 가속 방법을 통해 계산 수렴 속도 역시 크게 향상되었다.
이번 호의 사례 연구에서는 Common Research Model High Lift(CRM-HL) 형상에 대해 피델리티 플로 해석기가 갖는 공력 시뮬레이션 능력을 입증한다. CFD 예측 결과는 풍동 실험 결과와 비교·검증되었으며, 이를 통해 예측 신뢰성을 향상시키고 항공기 제조사가 인증을 위한 해석 기반 설계(Certification by Analysis)를 수행하는 데 기여함으로써, 물리적 시험에 대한 의존도를 줄이고 제품의 시장 출시 기간을 단축할 수 있다.
형상
<그림 1>에 나타낸 CRM-HL 모델의 실물 크기 정상 착륙 형상은 40°/37°의 트레일링 에지 플랩 편향각을 가지며, 나셀 상부 표면에 와류 생성을 위한 차인(chine)이 적용된 나셀/파일론(nacelle/pylon)을 포함한다. 외측 슬랫 요소는 12개의 슬랫 브래킷을 통해 주익에 부착되어 있고, 내측 슬랫 요소는 3개의 슬랫 브래킷으로 연결되어 있다. 또한 플랩과 주익 사이의 연결부는 3개의 플랩 페어링에 의해 덮여 있다.
그림 1. CRM-HL 컨피규레이션
격자 생성(Meshing)
격자 생성에는 케이던스 피델리티 포인트와이즈(Cadence Fidelity Pointwise)가 사용되었으며, AIAA Geometry and Mesh Generation Workshop(GMGW-3)의 RANS 기술 포커스 그룹에서 권장하는 모범 사례(best practices)를 따랐다. 이 연구에서 사용된 격자는 중간 수준의 격자 정밀도를 갖는 레벨 B에 해당하며, 약 7500만 개의 복셀-코어(voxel-core) 격자로 구성되어 있다.
이번 연구에 사용된 격자는 최신 포인트와이즈 버전(2023.1)에서 재생성되었으며, 피델리티 CAE 내보내기(export) 설정을 통해 출력되었다. 이보다 더 정밀한 워크숍 격자로는 약 1억 5000만 개와 3억 개의 셀을 갖는 레벨 C 및 레벨 D 격자가 존재한다.
동체(fuselage)의 표면 격자 세분화는 평균 공력 시위(mean aerodynamic chord, 약 7m)의 1.5% 이하로 유지되었다. 유사하게 주익(main wing), 슬랫(slats), 플랩(flaps)에 대한 시위 방향 및 스팬 방향 격자 간격은 각각 국부 시위의 0.15% 이하, 그리고 날개 반경(span)의 0.15% 이하(약 29.38m)로 설정되었다. 트레일링 에지에는 6개의 셀이 배치되었다.
또한 둥근 리딩 에지, 무딘 트레일링 에지, 와류 생성 에지와 같은 영역에서는 최대 70까지의 종횡비(aspect ratio)를 갖는 비등방성(anisotropic) 셀을 적용함으로써, 셀 수와 계산 시간을 크게 줄일 수 있었다.
벽면에 수직한 방향의 초기 격자 간격은 4×10-⁵m로 설정되었으며, 이는 Y＋≈1.5에 해당한다. 경계층 특성을 정확히 포착하기 위해 성장률 1.16을 적용한 40개 층의 프리즘 레이어가 사용되었다.
이와 같이 생성된 레벨 B 격자는 신속한 성능 평가를 위한 격자로서, 설계 경향(trend) 예측 및 서로 다른 항공기 형상 간 비교에 적합한 합리적인 격자 수렴 수준을 확보한 것으로 판단할 수 있다.
그림 2-(a) Surface mesh with symmetry plane
그림 2-(b) Constant y cut over the wing
그림 3. Surface mesh on the wing and nacelle
수치 해석(Simulation)
압축성 형식의 피델리티 플로 밀도 기반 해석기(DBS)는 지배 방정식을 계산한다. 정상 상태 계산은 마하수 0.2, 레이놀즈 수 5.49M 조건에서 받음각 2.78°부터 22.5°까지의 전체 폴라 범위를 대상으로 수행되었으며, 기본 2방정식 k–ω SST 모델, 유동 박리를 지연시키기 위해 a1 계수를 1.0으로 설정한 수정 k–ω SST 모델, 그리고 QCR2000 회전–곡률(rotation–curvature : RC) 보정이 적용된 1 방정식 SA 모델의 세 가지 서로 다른 난류 모델이 사용되었다. 이 RC 보정은 와도율이 변형률보다 현저히 큰 영역에서 과도한 난류 수준이 발생하는 문제를 해결하기 위해 Dacles-Mariani 등(1995, 1999)에 의해 제안되었다.
프리컨디셔닝을 적용하지 않은 중앙 행렬 스킴(central matrix scheme)은 더 낮은 인공 소산을 보장하고 보다 정확한 해를 제공하는 반면, 높은 받음각(angle of attack) 조건에서는 a1 = 1로 설정된 SST 모델과 결합된 개선된 CPU 부스터가 적용된 중앙 스칼라 스킴(central scalar scheme)을 사용하여 수렴 속도를 가속하였다.
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작성일 : 2026-03-06
