韓國航空宇宙學會誌 187 論文 J. of The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences 43(3), 187-194(2015) DOI:http://dx.doi.org/10.5139/JKSAS.2015.43.3.187 ISSN 1225-1348(print), 2287-6871(online) 카나드기반의지능탄조종장치공력설계 박지환 *, 배주현 **, 송민섭 **, 명노신 *, 조태환 * Aerodynamic Design of a Canard Controlled 2D Course Correction Fuze for Smart Munition Ji-Hwan Park*, Ju-Hyeon Bae**, Min-Sup Song**, Rho-Shin Myong* and Tae-Hwan Cho* Department of Aerospace and System Engineering and Research Center for Aircraft Parts Technology, Gyeongsang National University* Agency for Defense Development** ABSTRACT Course correction munition is a smart projectile which improves its accuracy by the control mechanism equipped in the fuze section with canard. In this paper, various aerodynamic configurations of the fuze section were analysed by utilizing a semi-empirical method and a CFD method. A final canard configuration showing the least drag was then determined. During the CFD simulation, it was found that the k-ω SST turbulence model combined with O-type grid base is suitable for the prediction of the base drag. Finally, the aerodynamic characteristics of the smart munition and the change of drag due to the canard installation were analysed. 초 록 탄도수정탄은기존포탄의신관에카나드가장착된조종장치를탑재하여정확도를향상시키는지능탄이다. 본논문에서는 2D 탄도수정탄의카나드를설계하기위하여다양한형상변수에대한공력성능을반실험적기법을이용하여분석하였으며, 이를바탕으로초음속에서항력이상대적으로더적은카나드형상을설계하였다. 또한 CFD 기법을통한탄도수정탄의공력해석기법을연구하였으며, 포탄의탄저부분기저항력예측에 O-type 격자를바탕으로한 k-ω SST 난류모델이적합함을확인하였다. 최종적으로앞서개발한해석기법을바탕으로 2D 탄도수정탄의공력특성및탄도조종장치장착에따른항력변화를계산하였다. Key Words : Canard Design( 카나드설계 ), 2D Guidance Fuze(2D 탄도수정신관 ), Turbulence Model( 난류모델 ), Compressible Flow( 압축성유동 ) Ⅰ. 서론 야포체계는현대전장에서정밀한타격에대한요구의증가에따라큰변화를맞이하고있 다. 고전적인포탄은탄도를따라비행하는도중어떠한조종입력이존재하지않으므로불확실한외란에의하여사정거리가증가할수록정확도가감소하게된다. 이와같은고전적인포탄은비행 Received : November 5, 2014 Revised : January 23, 2015 Accepted : February 6, 2015 * Corresponding author, E-mail : myong@gnu.ac.kr
188 박지환 배주현 송민섭 명노신 조태환韓國航空宇宙學會誌 중탄도를수정할수없기때문에정확도개선에한계가존재하여오차개선이매우어렵다. 이는핵심표적을정밀타격하는현대군사기술발전방향에적합하지않다. 따라서현대야포체계가요구하는정확도를만족시키기위하여정밀유도제어기술을바탕으로유도조종의개념을포함하는지능형포탄의개발이진행되고있다. 지능형포탄은지능자탄탑재형, 사거리연장유도형및탄도수정형이있다. 탄도수정형지능탄의경우항력브레이크를이용하여탄의사정거리를조정하여탄착오차를감소시키는 1D 탄도수정탄과카나드를사용하여사거리와편위에대한오차를동시에보정하는 2D 탄도수정탄이개발되어운영중이다 [1]. 대표적 1D 탄도수정탄으로현용탄에탄도조종날개신관을결합하여유도조종하는지능탄형태인독일의 CCF(Course Correction Fuze) 와영국의 STAR 등이있다. 2D 탄도수정탄은이스라엘 IAI 에서개발한 TOPGUN, 독일 DIEHL 에서개발한 2-D GF(Guidance Fuze) 그리고미국 ATK 가개발한 PGK(Precision Guidance Kit) 등이개발또는상용화단계에있다 [2-5]. 본연구에서는 2D 탄도수정신관카나드설계를위해반실험적기법을이용한 parametric study 를수행하였고카나드형상에따른공력특성을함께분석하였다. 이를바탕으로지능탄조종장치의장착에따른사거리감소를최소화하기위한카나드의형상을결정하였다. 또한설계된지능탄조종장치의성능분석을위하여현재운용중인 155mm 탄에장착하여 CFD 기법적용을통해지능탄조종장치의장착에따른항력의변화를계산하였다. 이과정에서 155mm 탄의 CFD 해석기법에대한연구및검증을병행하여수행하였다. Ⅱ. 본론 2.1 지능탄조종장치개념및현황 2D 탄도수정탄은운용개념에따라분류된지능포탄으로 Fig. 1-(a) 와같이기존의탄에신관을대체하는지능탄조종장치를부착하여원형공산오차를감소시킨다. 이러한지능탄조종장치에는카나드의조종방식에따라 4-axis, fixed canard, 1-axis 방식으로구분된다. 공통적으로 Fig. 1-(b) 와같이회전안정탄과조종장치의연결부위에베어링을장착하여회전을분리시킨다. 4-axis 지능탄조종장치로현재이스라엘 IAI Fig. 1. Configuration of course correction munition and various control type 의 TOPGUN 이개발되어있다. 155mm 포탄을위한 2D 탄도수정신관인 TOPGUN 은 Fig 1-(c) 와같이 4 개의조종가능한카나드를탑재한것으로알려져있다. 이러한 4-axis 지능탄조종장치는기존의미사일유도조종개념을적용할수있는반면각카나드에다른구동기를장착해야하므로중량및시스템의크기가커지는단점을갖는다. Fixed canard 지능탄조종장치는미국 ATK 가개발한 PGK(Precision Guidance Kit) 가있다. Fixed canard 형태의경우 Fig. 1-(d) 와같이 1 쌍의롤카나드뿐만아니라 1 쌍의피치카나드또한일정한경사각으로부착된다. 유도조종을위하여롤브레이크를통한롤자세각제어를통해고정된피치카나드에서발생하는수직력의방향을고정시켜원하는목표로탄을유도한다 [6]. 1-axis 조종장치는 Fig. 1-(e) 에서나타난바와같이탄의피치기동을유도하는 1 쌍의조종카나드와구동장치및탄의롤기동을유도하는 1 쌍의고정카나드로구성되어있다. 고정카나드는반대방향으로고정된경사각을통해포신의강선에의해발생하는포탄의회전방향의반대방향으로조종장치를회전시킨다. 포탄과반대방향으로회전하는조종장치는신관내부의롤브레이크를사용하여제어를위한회전속도까지감속하게되며, 조종카나드의주기입력을통하여원하는방향의수직력을발생시켜탄을유도조종한다. 2.2 Semi-empirical 기법을이용한카나드형상별성능분석 2.2.1 해석모델정립본연구에서는 1-axis 구동방식을가지는탄도수정신관을바탕으로지능탄장착에따른사정거
第 43 卷第 3 號, 2015. 3. 카나드기반의지능탄조종장치공력설계 189 Fig. 3. Canard airfoil section and course correction fuze configuration Fig. 2. Parametric study for canard configuration 리감소최소화를목적으로하였다 [7]. 이를위해기개발된탄도조종신관형상을기반으로조종카나드및고정카나드의형상을다양하게변화시켰으며, parametric study 를통하여카나드형상변화에따른공력특성의변화를분석하였다. 카나드의형상을구성하는다양한변수중 taper ratio, aspect ratio, area 그리고 leading edge sweep angle 4 개를설계변수로선정하였다. 선정된설계변수는각각독립적이며, 선정된설계변수의조합으로하나의카나드단면형상을결정할수있다. 설정한각설계변수에대한영향성을알아보기위하여 leading edge sweep angle 60 deg, taper ratio 0.675, aspect ratio 0.658, area 9.938cm 2 인형상을기본형상으로결정하였다. 기본형상은기개발된탄도수정신관의카나드를바탕으로 root chord 및형상의단순화과정을통해결정되었다. Parametric study 를위하여각설계변수를기본형상대비설계변수가 30% 감소한형상을후보 1, 30% 증가한형상을후보 2 로정하였다. 예외적으로 leading edge sweep angle 의경우 45 deg, 30 deg 형상을각각후보 1, 후보 2 로정하였으며, taper ratio 의후보 2 는 taper ratio 가 1 인형상으로정하였다. Fig. 2 에결정한기본형상및모든후보형상을나타내었다. 카나드의단면적은 Fig. 3-(a),(b) 에나타난바와같이기존의단면적형상을바탕으로최대두께를 3mm 로일정하게고정하였으며, 카나드 root 및 tip 의앞전길이비율을각각코드의 0.62 배및 0.5 배를적용하였다. 또한기준이되는탄도수정신관은 Fig. 3-(c) 와같이고정카나드는 3 deg 의경사각으로부착되었으며, 조종카나드및고정카나드의형상이동일하게구성되었다. 반실험적기법을통한공력특성분석을위하여탄도수정신관의기준길이의 5 배인가상동체를추가하여기존에존재하는미사일과유사한동체형상을모델링하였다. Missile DATCOM 은 Fig. 3-(c) 와같은미사일형상에대하여지난연구를통해이를통해아음속및초음속구간에서높은신뢰도를보임을확인하였다 [8]. 또한, 이러한신뢰도를바탕으로미사일의최대사거리구현을위한카나드최적화를수행한바있다 [9]. 2.2.2 반실험적기법 DATCOM 해석결과 앞서정한 8개후보형상및기본형상에대하여반실험적기법인 Missile DATCOM을통하여공력해석을수행하였다. 해석조건은마하수 0.7 및 1.5, 해면고도조건을사용하였으며, 받음각은 0도로고정하였다. 조종카나드및고정카나드의성능은항력 ( ) 외에각각수직력 ( ) 과롤링모멘트 ( ) 가중요하다. 은 5 deg이하의작은조종카나드의경사각을고려하였을때 에비례한다고가정할수있다. 이에따라 및 를통하여조종카나드및고정카나드의형상변화에따른공력특성변화를파악할수있다. 이러한 및 는 Missile DATCOM 해석결과에서카나드의공력특성만추출하여분석하였다. 계산결과 Fig. 4에서나타난바와같이 taper ratio는기존의형상이 가더크거나 가더작은형태를보였다. leading edge sweep angle 의경우 60 deg인기존형상이 45 deg나 30 deg 보다 가더크게나타났다. 반면 aspect ratio 와 area의경우설계변수의변화에민감하게나타났으며, 증감에따른 및 의변화가정성적으로유의미한결과를나타냄으로써 taper ratio및 leading edge sweep angle에비해설계
190 박지환 배주현 송민섭 명노신 조태환韓國航空宇宙學會誌 Fig. 5. Cost function for various weighting factors 변수로적합한것으로판단하였다. 위와같은공력해석결과를성능에대한정성적인지표로나타내기위하여식 (1) 과같이수직력의감소가적고, 항력의감소가클수록낮아지는비용함수를정하였다. 이때, 은 및 에대한비중을다르게주기위하여도입한가중치이며, 및 은기본형상에대한공력해석결과이다. 계산된후보의비용함수가 1보다작아질때기본형상에비해더좋은성능을가지는것으로판단할수있다. (1) Fig. 4. Aerodynamic characteristics of various canard shapes Figure 5는앞서분석한카나드형상별공력해석결과를비용함수를이용하여나타낸것으로, 을 0.1~0.9까지 0.1 간격으로변화시키며향상된성능을가지는후보형상을표시하였다. Taper ratio와 leading edge sweep angle의경우모든 에대하여후보 1이가장원하는성능에가깝게나타났다. 이는현재설정한기본형상에서 taper ratio와 leading edge sweep angle의변화는비교적중요하지않음을나타내며, Fig. 3을통하여예측된바와동일하다. 반면 aspect ratio 와 area는 의변화에따라다양한후보형상이좋은성능을보여주는것으로나타났다. 이와같은결과를바탕으로카나드형상도출을위한설계변수를 aspect ratio와 area로축소하였다. 2.2.3 카나드형상도출 Parametric study 결과를바탕으로카나드형상을도출하기위하여다음과같이 total cost
第 43 卷第 3 號, 2015. 3. 카나드기반의지능탄조종장치공력설계 191 function 을도입하였다. (2) 식 (2) 는설계변수의조합에의해만들어지는카나드의성능을평가하기위하여식 (1) 을통하여평가된각설계변수에대한후보형상의성능 (,,, ) 을합산하여새로운카나드형상에대한성능을평가한다. 각후보형상의마하수 0.7 및 1.5에대한성능을반영하였으며, 가중치 를이용하여마하수에대한가중을달리하였다. 이렇게계산된 total cost function이작을수록목표성능에부합하는카나드로판단할수있다. 최종적인 total cost function을도출하기위하여본연구에서사용한기본탄의탄도는대부분의영역이마하수 1.2이상의초음속이므로초음속에대한비중을높이기위하여 는 2로두어마하수 1.5 조건에서해석된카나드성능이높은가중을갖도록하였다. 앞서수행한 parametric study를바탕으로 및 은 taper ratio 0.7, leading edge sweep angle 30 deg의값을사용하였으며, aspect ratio 및 area를세분화하여 15% 단위로공력해석을재수행한결과를 및 에적용하였다. Figure 6은설계변수 aspect ratio 및 area의조합에따른 total cost function을나타낸다. 최종적으로 total cost function이가장낮은 aspect ratio 30% 감소, area 15% 증가인형상을선정하였으며, 이를 Fig. 7에서나타내었다. Table 1에서최종카나드형상에대한성능을확인할수있다. 최종카나드형상은마하수 1.5에서항력이크게감소되었다. Fig. 6. Total cost function Fig. 7. Comparison of the basic and new canard configurations Table 1. Comparison of aerodynamic characteristics between the basic and new configurations 기본형상 최종형상 ( 증감률 ) M=0.7 M=1.5 0.0603 0.0696 0.022 0.054 0.0533 0.0674 (-12%) (-3.2%) 0.022 0.044 (0%) (-18.5%) 2.3 CFD 기법을이용한지능탄공력해석 2.3.1 지능탄공력 DB 구성 반실험적기법을이용한탄도수정탄의공력DB 구성을위하여 Missile DATCOM을이용하여탄도수정신관의공력특성을해석하였다. 여기에더하여포탄해석및탄도계산을위해주로이용되는 PRODAS를사용하여회전안정탄의공력DB를구성하였으며, 각각의공력계수를결합하여최종공력DB를구성하였다. 이러한방법은제어시스템을구축하기위한다양한공력계수및미계수를손쉽게얻을수있는반면지능탄조종장치의장착에따른공력계수의변화, 특히항력의증가를고려하지못하는단점이존재한다. 따라서 CFD 기법을이용하여기본탄에대한항력계산을수행한후, 지능탄조종장치가부착된형상에대하여항력계산을수행하여정량적인변화량을도출해야한다. 아래식은 PRODAS를통해구해진회전안정탄의항력에조종신관의부착에따른항력의변화량을보완해주는과정을나타낸다. 여기서, 상첨자는공력해석방식을의미한다.
192 박지환 배주현 송민섭 명노신 조태환 韓國航空宇宙學會誌 Fig. 8. Configuration of CFD grid models for the base flow analysis (3) 여기서,, 이다. 2.3.2 회전안정탄 항력에 관한 난류모델 영향성 지능탄 조종장치의 장착에 따른 항력 변화를 파악하기 위해 전체 형상에 대한 CFD해석에 앞 서 기본탄에 대한 해석이 수행되어야 한다. 연구 초기단계에서 기본탄에 대한 해석을 검증하기 위 하여 semi-empirical기법인 PRODAS를 이용하여 검증하였다. PRODAS는 항력에 대한 해석 오차 를 3~5%로 제시하고 있으나, 이에 대하여 명확 히 검증할 수 없었다[10]. 이를 보완하기 위하여 실험값이 존재하는 구형탄에 대한 공력해석을 통 해 해석기법 검증을 수행하였다. 155mm 규격의 M549탄을 선정하여 CFD 해석을 수행하였으며 그 결과를 실험값과 비교하였다. 이때, M549탄의 실험값은 회전이 반영되지 않았으며, 따라 본 연 구 또한 회전을 고려하지 않았다[11-12]. 기존연구[2]에 의해 수행된 지능탄의 해석에는 탄의 중심부를 기준으로 방사형으로 설계된 격자 를 이용하여 해석을 진행하였다. 이러한 격자 형 태는 격자의 개수가 증가 할수록 격자 중심부에 서의 격자 질이 낮아지게 되는 단점이 존재한다. 본 연구에서는 이를 개선하기 위하여 Fig. 8-(b) 와 같이 O-type 기반으로 격자 생성을 하였다. 변경된 격자 생성 기법을 검증하기 위하여 상용 유체 해석코드인 FLUENT V14.5를 사용하여 해 석을 수행하였다. 수치기법으로 압축성 NavierStokes 방정식에 기반한 Cell 기반 유한 체적법 및 2차 풍상 차분법을 사용하였으며, standard k-ε 난류모델을 사용하였다[13-14]. Figure 8-(c)에 격자 개수의 증가 및 격자질의 개선 후의 해석결과를 실험값 및 방사형 격자와 함께 비교하였다. O-type 격자의 경우 아음속 구 간에서의 항력이 기존 방사형 격자에 비해 실험 결과와 비교하여 큰 오차를 가지는 것을 확인 할 수 있었다. 항력에 대한 정량적인 해석 결과와 반대로 Fig. 8-(d)에서 방사형 격자의 경우 기저 부의 중심에서 비정상적인 온도 분포를 확인할 수 있다. 이에 따라 방사형 격자를 적용한 old model은 비록 아음속에서 실험값과 비교하여 오 차가 매우 작더라도 신뢰할 수 없는 결과로 판단 하였다. 반면 O-type 격자의 해석결과는 연속적 인 온도 분포를 보였으며, 이를 바탕으로 O-type 격자에서 발생한 오차는 탄의 기저부에 발생하는 강한 박리를 기존의 standard k-ε난류모델이 정 확히 예측하지 못하기 때문으로 가정하였다. 이
第 43 卷第 3 號, 2015. 3. 카나드기반의지능탄조종장치공력설계 193 Fig. 9. Comparison of axial force coefficients for different turbulence models 를검증하기위하여기존의 standard k-ε 난류모델에비하여기저항력의예측에더욱적합한 k-ω SST 난류모델로변경하여재해석하였다. 해석결과 Fig. 9 에서나타난바와같이 O-type 격자를적용한 new 모델의경우 k-ω SST 난류모델이 standard k-ε 난류모델에비해아음속에서도비교적실험값과비교하여적은오차를나타내었다. 2.3.3 지능탄공력특성분석 앞서검증한 CFD 해석기법을바탕으로지능탄조종장치의부착에따른항력계수변화량을계산하였다. 해석방법은앞서계산한기본탄항력계산을위한기법을활용하였으며, 해석조건은 Table 2 와같다. 마하수에따른항력해석결과를 Figs. 10-12 에서나타내었다. 지능탄조종장치의부착에따른항력의증가는아음속및초음속에서대략적으로 3 ~4% 로나타났으며, 마하수 1 부근에서최대가되었다. 이것은카나드의부착에따른항력의증가는조파항력의증가가높은비중을가지는것으로판단할수있다. 또한 Figs. 11, 12 에서카나드변위및받음각의변화에따른항력의증가를나타내었다. 카나드변위및받음각의증가 Table 2. CFD simulation parameters Solver Fluent V 14.5 Mesh 4.4 million, structured mesh Canard pitch canard roll canard deflection 0, 10, 20 4,10 AoA 0, 2.5, 5 Mach 0.6 ~ 2.5 Attitude sea level Fig. 10. Comparison of axial force coefficients for cases with and without control fuze Fig. 11. Comparison of axial force coefficients for different angles of attack Fig. 12. Comparison of axial force coefficients for different canard deflection angles 및감소에따른항력의변화는비선형적으로나타났으며, 전마하수구간에서거의유사한증가량을보이는것을확인하였다. Ⅲ. 결론 본연구에서는지능형포탄조종장치의장착
194 박지환 배주현 송민섭 명노신 조태환韓國航空宇宙學會誌 에따른사정거리감소를최소화하기위해카나드평면적을재설계하고성능을분석하였다. 이를위하여 parametric study 를통한각설계변수의성능변화를관찰하였다. Taper ratio 및 leading edge sweep angle 설계변수의변화에따른성능변화는미미한것으로나타났다. 이를바탕으로카나드성능향상을위한주된설계변수로 area 및 aspect ratio 를선정하였다. 선정된설계변수의변화에따른카나드성능분석을위하여비용함수를적용하였으며, 이를통해기존에비해낮은항력을가지는카나드를설계하였다. 또한 CFD 해석을통한지능탄조종장치장착에따른성능을분석하기위하여기본이되는회전안정탄에대한검증을수행하였으며, 이과정중난류모델종류에따라아음속해석결과의정확성이크게영향을받는것을확인하였다. 최종적으로 k-ω SST 난류모델을선정하여아음속및초음속영역에서충분한정확성을확보하였으며, 이를바탕으로지능탄조종장치가부착된최종형상에대한공력특성을분석하였다. References 1) Park, W. D. and Lee, J. M., Review on Current Status and Development Direction for the Smart Munition, Journal of the Korea Association of Defense Industry Studies, Vol. 14, No. 1, 2007, pp. 141-161. 2)Je, S. E., A Study on the Aerodynamic Characteristics for a Spin-Stabilized Projectile with Control Surface, Gyeongang National University, Ph.D. Thesis, 2009. 3) Kim, K. P., Chung, M. J. and Hong, J., A Study on Configuration Design of the 2D Course Correction Munition, Journal of the Korea Institute of Military Science and Technology, Vol. 11, No. 4, 2008, pp. 5-12. 4) Storsved, D., PGK and the Impact of Affordable Precision on the Fires Mission, 43rd Annual Guns & Missiles Symposium, 2008. 5) Kim, K. P., A Study on Course Correction Performance Expectation & Algorithm Implementation of 1D CCM, Journal of the The Korea Institute of Military Science and Technology, Vol. 10, No. 1, 2007, pp. 5-13. 6) Clancy, J. A., Bybee, T. D. and Friedrich, W. A., Fixed Canard 2-D Guidance of Artillery Projectiles, U.S. Patent 6,981,672 B2, 2006. 7) Yang, Y. R., Myong, R. S. and Cho, T. H., Range Sensitivity Analysis of a Canard Controlled Missile, Journal of the The Korea Institute of Military Science and Technology, Vol. 14, No. 1, 2011, pp. 39-48. 8) Han, M. S., Myong, R. S., Cho, T. H., Hwang, J. S. and Park, C. W., Analysis of the Aerodynamic Characteristics of Missile Configurations Using a Semi-Empirical Method, Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, Vol. 33, No. 3, 2005, pp. 26-31. 9) Yang, Y. R., Hu, S. B., Je, S. Y., Park, C. W., Myong, R. S., Cho, T. H., Hwang, U. C. and Je, S. E., An External Shape Optimization Study to Maximize the Range of a Guided Missile in Atmospheric Flight, Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, Vol. 37, No. 6, 2009, pp. 519-526. 10) PRODASV3 Technical Manual, Arrow Tech, 1992. 11) McCoy, R. L., McDrag-A Computer Program for Estimating the Drag Coefficients of Projectiles, ARLBRL-TR-02293, U.S. Army Ballistic Research Laboratory, Aberdeen Proving Ground, Maryland, 1981. 12) Sahu, J., Drag Prediction for Projectiles at Transonic and Supersonic Speeds, BRL-MR-3523, U.S. Army Ballistic Research Laboratory, Aberdeen Proving Ground, Maryland, June 1986. 13) ANSYS V13 FLUENT Basic, TSNE, 2011. 14) Silton, S. I., Navier-Stokes Computations for a Spinning Projectile from Subsonic to Supersonic Speeds, Journal of Spacecraft Rockets, Vol. 42, No. 2, 2005, pp. 223-231.