1. 서 론

카나드(canard) 공력제어방식은 구조적으로 제작이 간편하며 응답속도가 빠르고 높은 기동성을 제공하기 때문에, 지대공, 공대공 등 고기동 유도탄에 널리 적용되고 있다. 그러나 카나드에서 발생한 와류가 꼬리날개와 비대칭적으로 간섭하면서 의도하지 않은 피치, 요, 롤 방향의 모멘트를 유발할 수 있다[1]. 특히 카나드와의 간섭으로 인해 꼬리날개에서 발생하는 롤링 모멘트는 카나드 제어와 반대 방향으로 발생할 수 있으며, 이는 카나드 공력제어 방식의 성능에 부정적인 영향을 미칠 수 있다. 이러한 문제를 해결하기 위하여 카나드 제어 유도탄에서는 자유 회전 꼬리날개(free-rotating tail)를 적용하는 경우가 많다. 자유 회전 꼬리날개는 유도탄 동체에 대해 꼬리날개 부분이 자유롭게 회전하도록 설계되며, 꼬리날개에 작용하는 공력적 롤링 모멘트에 의해 회전하면서 카나드와의 간섭 효과를 완화하는 역할을 한다. 꼬리날개의 회전 상태는 유도탄의 비행 환경과 자세, 그리고 카나드의 조종 변위에 따라 달라지며, 이에 따라 전체적인 공력 특성이 변화하게 된다. 따라서, 자유 회전 꼬리날개의 복잡한 공력적 거동을 정확히 이해하는 것은 유도탄의 안정성과 성능을 향상시키기 위한 중요한 요소이다.

자유 회전 꼬리날개에 관한 연구는 1950년대부터 미국 NACA를 중심으로 진행되었다. NASA Langley Unitary Plane 풍동을 이용한 실험적 연구를 통해 자유 회전 꼬리날개가 카나드 유도탄의 의도치 않는 롤링 모멘트 감소에 미치는 영향을 분석하였다[2,3]. 고정 꼬리날개와 자유 회전 꼬리날개의 공력 계수를 비교하였으며, 꼬리날개의 회전수를 측정하는 방법을 제시하였다. 초기 해석적 연구에서는 공학적 해석 방법과 패널법을 이용하여 고정 꼬리날개와 자유 회전 꼬리날개의 비선형적인 공력 특성을 비교 분석하였다[4]. 이후 전산유체역학(CFD)을 이용한 계산 능력이 향상되면서 1-자유도 회전운동을 포함한 자유 회전 꼬리날개의 비정상 해석이 가능해졌다[5,6]. 해석을 통하여 카나드와 꼬리날개 간의 간섭 효과와 자유 회전 메커니즘을 보다 정밀하게 분석하는 연구가 진행되었다. 국내에서도 자유 회전 꼬리날개의 특성을 분석하기 위한 풍동시험을 수행하여 회전 특성을 측정하였으며, 전산유체역학을 적용한 연구를 수행하여 꼬리날개의 회전 특성을 분석하였다[7,8].

자유 회전 꼬리날개를 포함한 유도탄의 공력 성능은 꼬리날개의 회전 상태에 따라 크게 달라질 수 있으므로 유도탄의 공력 형상 설계와 제어기 설계를 위해서는 자유 회전 꼬리날개의 공력 특성을 반영한 공력 모델링이 필수적이다. 그러나 자유회전 꼬리날개의 영향을 유도탄의 다양한 운용조건에서 정량적으로 모두 계산하는 것은 쉽지 않다. 전체 비행조건에서 꼬리날개 자유회전을 모사한 전산유체역학 해석을 이용하는 방법은 높은 연산 비용과 시간이 소요되며, 풍동시험을 활용한 데이터 획득 방법도 막대한 비용과 시간을 요구하게 된다. 따라서 자유 회전 꼬리날개를 가지는 카나드 제어 유도탄의 공력 특성을 명확하게 이해하고, 전산유체역학과 풍동시험을 효율적으로 수행하는 것이 중요하다. 본 연구에서는 자유 회전 꼬리날개가 적용된 카나드 제어 유도탄에 대한 기본 공력 특성을 보다 정확하게 분석하기 위하여 고정된 꼬리날개와 자유회전 상태에 대한 CFD 해석을 수행하고, 결과를 풍동시험과 비교 및 검증하였다. 유도탄의 공력 성능은 조종면 변위가 없는 기본 공력 계수의 영향이 크므로 카나드 변위가 없는 조건에 대하여 우선적으로 연구를 하였으며, 마하수 1.2, 1.6, 3.0에 대하여 CFD 해석을 수행하였다. 자유 회전 꼬리날개의 움직임은 슬라이딩(sliding) 격자 기법을 이용한 비정상 RANS(Reynolds averaged Navier-Stokes) 해석을 적용하여 모사하였다. 최종적으로 본 연구 결과를 통하여 자유회전 꼬리날개를 가지는 유도탄의 효율적인 공력 검토 방안을 논의하였다.

2. 해석 방법

자유 회전 꼬리날개가 적용된 카나드 제어 유도탄의 꼬리날개의 상태에 따른 공력 특성을 분석하기 위하여 꼬리날개가 고정된 형상과 자유 회전을 모사한 형상에 대하여 전산유체역학을 이용한 해석을 수행하였다. 본 연구에서는 유동 해석 상용 소프트웨어인 STAR-CCM+ 15.06을 사용하였다[9].

2.1 해석 형상

해석 형상은 오자이브(ogive)-원통 형상의 동체와 카나드 조종면, 그리고 꼬리날개로 구성되어 있다. 카나드와 꼬리날개 단면 형상은 초음속 날개에 많이 적용되는 이중 쐐기(double wedge) 형상이다. 세장비(길이/직경)는 약 15.5이다. 뱅크각(Bank)은 유도탄 후방에서 봤을 때, 카나드가 (+)형태로 배열된 자세를 뱅크각 0도, 카나드가 (x) 형태로 배열된 자세를 뱅크각 45도로 정의하였다. 고정 꼬리날개 형상은 Fig. 1 같은 경우에 대하여 해석을 수행하였다. 뱅크각 0도와 45도에 대하여 각각 카나드와 꼬리날개가 나란히 있는 형상(inline configuration)과 카나드와 꼬리날개가 엇갈려 있는 형상(interdigitated configuration) 모두 고려하여 해석을 수행하였다. 자유 회전 꼬리날개가 적용된 유도탄 형상은 고정 꼬리날개 유도탄 형상과 같으며, 꼬리날개와 꼬리날개가 부착된 후방 동체 부분이 회전하도록 모델링 하였다.

Fig. 1.

Fixed tail configurations for computation

2.2 격자 구성

유동 해석을 위한 격자는 상용 소프트웨어인 STAR-CCM+에서 제공하는 비정렬 격자를 사용하였다. 격자는 벽면 해석을 위한 프리즘 층과 주변의 다면체 격자로 이루어져 있다. 벽면에서 첫 번째 격자는 y+~30로 구성하여 벽면함수(wall function)를 혼합하여 사용하는 all y+ wall treatment를 적용하였다. 계산 영역은 동체 길이의 20배를 지름으로 갖는 구형으로 설정하였다. 격자수에 대한 공력 계수 예측 정확도를 분석하기 위하여 4.6×10⁷ ~ 24.0×10⁷ 개의 격자에 대해 마하수 1.6, 뱅크각 45도, 받음각 4도 해석을 수행하였다(Table 1). 카나드와 꼬리날개의 간섭을 보다 정확하게 예측하기 위하여 카나드와 꼬리날개를 포함하는 동체 주변 영역에 대하여 국부적으로 조밀한 격자 영역을 구성하였으며, 이 조밀한 영역의 격자 크기를 유도탄 직경에 대한 비율로 Table 1에 나타내었다. 꼬리날개의 수직력계수 변화로 격자 수렴성을 판단하였으며, 총 격자 1200만개, 조밀한 격자 영역의 격자 크기가 0.03D인 Grid3이 해석 정확도와 시간에 적합한 격자라고 판단하였다. 고정 꼬리날개 해석에 사용된 계산 영역과 격자는 Fig. 2와 같다. 자유 회전 꼬리날개의 경우, 자유 회전을 모사하기 위하여 회전하는 영역과 정지한 영역을 Fig. 3과 같이 나누었다. 동체 전방부와 카나드는 정지하는 영역에 포함되며, 꼬리날개와 동체 후방 부분은 회전하는 영역에 포함된다. 격자 조밀도는 고정 꼬리날개의 경우와 유사하다. 벽면 경계 조건은 점착 조건을 적용하였고, 원방에서는 자유류(freestream) 조건을 적용하였다.

Fig. 2.

Computational domain and mesh

Fig. 3.

Computational domain and configurations for free-rotating tail

2.3 수치적 방법

고정 꼬리날개 형상에 대해서는 압축성 유동에 대한 정상상태 RANS 해석을 수행하였다. 공간 차분 기법은 2차 정확도의 AUSM+(Advection upstream splitting method)를 사용하였으며, 난류 모형은 k-ω SST 2방정식 모델을 사용하였다.

자유 회전 꼬리날개 형상에 대해서는 압축성 유동에 대한 비정상 RANS 해석을 수행하였다. 꼬리날개의 자유 회전을 모사하기 위하여 슬라이딩 격자 기법을 사용하였으며, x축 회전에 대한 1-자유도 DFBI(Dynamic Fluid Body Interaction) 해석자를 적용하였다. 자유 회전 날개 실제 모형 제작 시 마찰력이 최소화되도록 제작하며, 선행연구에서 마찰력을 고려하지 않은 CFD 해석 과 풍동시험의 자유 회전 날개의 회전 특성이 유사함을 확인하였다[8]. 따라서 본 연구에서는 CFD 해석에서 회전하는 부분의 마찰력은 고려하지 않았다. 꼬리날개의 관성량은 3차원 모델링 추정값을 반영하였다. 시간 차분은 2차 정확도의 음해법(Implicit method)를 사용하였고, 자유류 속도와 꼬리날개 회전 직경으로 무차원화한 시간 간격은 0.2초로 설정하였다. 해석은 공력 계수와 꼬리날개의 회전이 일정한 주기를 보일 때까지 진행하였으며, 총 해석 시간은 해석 진행 상태에 따라 무차원 시간 600-1000초이다. 해석 초기의 카나드의 자세는 뱅크각에 따라 결정되고, 꼬리날개는 뱅크각에 관계없이 (x) 형태인 자세로 설정하였다.

2.4 해석 조건

해석은 마하수 1.2, 1.6, 3에서 수행되었으며, 뱅크각 0도 및 45도에 대하여 받음각 0 ~　12도 범위를 분석하였다. 고정 꼬리날개 해석은 받음각 2도 간격으로 설정하여, 0, 2, 4, 6, 8, 10, 12도의 조건에서 해석을 수행하였다. 자유 회전 꼬리날개는 받음각 2, 4, 8, 12도에 대하여 해석을 수행하였다. CFD 해석 결과를 바탕으로 보다 세밀한 분석이 필요한 구간에 대해서는 받음각을 추가하여 해석을 수행하였다. 본 연구에서는 카나드 조종 변위는 고려하지 않았다.

3. 결 과

3.1 공력 계수 좌표축

공력 계수는 Fig. 4와 같은 좌표 기준에 따라 산출하였다(Fig. 4). 피칭 모멘트(M_y)는 무게중심 기준으로 산출하였으며, y축 방향으로 작용하는 공력 모멘트이다. 무게중심은 동체 길이의 약 45%에 위치한다. 수직력(F_z)은 z축 방향의 공력이다. 공력 계수 산출 기준 면적(S_ref)은 동체 원통 부분의 단면적이며, 기준 길이(D_ref)는 동체 원통 부분의 직경을 사용하였다. CFD 해석 결과로부터 수직력 계수(C_z)와 피칭 모멘트 계수(C_m)를 산출하여 비교하였다. 수직력 계수와 피칭모멘트 계수는 다음 수식과 같이 계산된다. q∞는 동압을 의미한다.

Fig. 4.

Coordinate system for aerodynamic coefficients

3.2 풍동 시험

풍동시험은 네덜란드 DNW(German-Dutch Wind Tunnel)에서 수행되었다. 마하수 1.2는 천음속 풍동, 마하수 1.6과 3.0은 초음속 풍동에서 시험을 수행하였다. 초음속 풍동의 시험 부 크기는 1.2 m×1.2 m이고, 천음속 풍동의 시험 부 크기는 2.0 m×1.6(or 1.8)m이다. 풍동시험 모형은 카나드와 꼬리날개가 엇갈려 있는 고정 꼬리날개 모형과 자유 회전 꼬리날개 모형 두 가지이며, 풍동시험 모형에 작용하는 6분력, 세 방향(x, y, z)의 힘과 모멘트를 측정하였다. 6분력 측정 시, 풍동시험 모형은 뱅크각은 고정되어 있고 받음각이 일정 속도로 변한다. 자유 회전 꼬리날개의 회전수와 회전 방향과 같은 회전 특성은 측정하지 않았다. 풍동시험의 단위 길이당 레이놀즈 수는 마하수 1.2에서 1.2×10⁷, 마하수 1.6에서 3.1×10⁷, 마하수 3에서 5.6×10⁷이다.

3.3 해석 결과

고정 꼬리날개와 자유 회전 꼬리날개 유도탄에 대하여 CFD 해석을 수행하여 풍동시험 결과와 비교, 분석하였다. 수직력 계수와 피칭모멘트 계수 중심으로 비교하였으며, 몇몇 조건에 대하여 유동 가시화를 통하여 세부 유동 메커니즘을 분석하였다. 유도탄의 공력 계수는 특정 값으로 다시 정규화하여 나타내었다. 축력계수는 풍동시험의 기저부 압력측정 정확도 문제로 공력계수 비교에서 제외하였다. 공력계수는 해석이 수렴되었다고 판단된 후, 약 200 무차원 시간을 평균하여 산출하였다.

3.3.1 고정 꼬리날개 해석 결과

Fig. 5와 Fig. 6은 각각 뱅크각 0도와 뱅크각 45에서 CFD 해석 결과와 풍동시험 결과의 수직력 계수와 피칭모멘트 계수를 비교하여 나타내었다. 고정 꼬리날개 형상 중 엇갈린 꼬리날개 형상의 CFD 해석 결과는 풍동시험과와 잘 일치하는 경향을 보였으며, 이를 통해 나란한 고정 꼬리날개 CFD 결과도 신뢰할 수 있다고 판단된다. CFD 해석 결과, 엇갈린 꼬리날개 형상과 나란한 꼬리날개 형상의 공력 계수는 낮은 받음각에서 유사하며, 받음각이 증가함에 따라 차이를 보인다. 두 형상의 공력 계수 차이는 카나드와의 간섭으로 인한 꼬리날개 공력 차이에서 비롯되며, 특히 피칭 모멘트에서 더 큰 차이를 보였다. 이는 꼬리날개가 동체 후방부에 위치하여 무게중심에서부터의 거리가 멀어 피칭 모멘트에 더 큰 영향을 미치기 때문이다. 마하수가 증가하면서 두 형상에 대한 공력 계수 차이가 감소하는 경향을 나타내며, 마하수 3에서 수직력 계수는 거의 동일하고, 피칭 모멘트 계수는 약간의 차이를 보이는 것으로 분석되었다.

고정 꼬리날개의 풍동시험과 CFD 해석 결과를 비교한 결과, 엇갈린 고정 꼬리날개 형상에서는 받음각 3~6도 구간에서 유도탄의 안정성이 가장 저하되는 경향이 나타난다. 천음속에서 안정성 저하가 가장 심해지며, 현재 무게중심에서는 이 구간에서 유도탄이 불안정해진다. Fig. 7은 마하수 1.6, 뱅크각 0도에서 안정성이 가장 좋지 않은 받음각 4.5도에서 꼬리날개 1번 위/아래 면의 압력계수 분포이다. 왼쪽은 카나드가 있는 형상(동체-카나드(+)-꼬리날개(x))의 압력 분포이며, 오른쪽은 카나드가 없는 형상(동체-꼬리날개(x))의 압력 분포이다. 카나드 2, 4번에서 발생한 와류가 꼬리날개 1, 4번과 간섭하여, 꼬리날개 1번(4번) 위/아래 면의 압력 차이가 카나드의 영향을 받지 않은 꼬리날개 위/아래 면의 압력보다 작은 것을 확인하였다. Table 2는 이 조건에서의 꼬리날개 수직력 계수이다. 카나드와의 간섭으로 꼬리날개 전체의 수직력이 약 50% 감소하고, 꼬리날개 1번의 수직력은 아래 방향으로 작용하는 것으로 나타났다. 2번 꼬리날개도 카나드의 영향을 받아 약 12% 감소하였다.

Fig. 5.

Normal force coefficients and Pitching moment coefficients(Bank=0deg)

Fig. 6.

Normal force coefficients and Pitching moment coefficients(Bank=45deg)

Fig. 7.

Surface pressure coefficients of interdigitated tail #1(M=1.6, AOA=4.5deg, Bank=0deg)

3.3.2 자유 회전 꼬리날개 해석 결과

자유 회전 꼬리날개 형상을 적용한 풍동시험 결과는 고정 꼬리날개 (+) 자세와 (x) 자세의 공력 계수 범위에서 형성된다. 자유 회전 꼬리날개의 공력 계수는 특정 받음각 범위에서 (+) 자세의 꼬리날개와 유사해지며, 받음각이 증가하면서 다시 (x) 자세의 꼬리날개의 공력 계수로 급격하게 회귀하는 경향을 보였다. 자유 회전 꼬리날개의 풍동시험 공력 계수가 (+) 자세의 꼬리날개 공력 계수와 유사해지는 부분에서 CFD 해석 결과를 살펴보면, 꼬리날개가 초기 자세인 (x) 형태에서 (+) 형태로 바뀌게 된다. Fig. 5와 Fig. 6의 자유 회전 꼬리날개 CFD 해석 결과에 초기 (x) 형태의 꼬리날개에서 (+) 형태로 자세가 바뀐 부분을 표시하였다. 풍동시험과 CFD 해석 결과로부터, 뱅크각 0도가 뱅크각 45도보다 더 낮은 받음각에서 꼬리날개 자세가 변하게 되며, 마하수가 낮을수록 꼬리날개 자세가 변하는 받음각이 높아지며 범위도 넓어지는 것을 확인할 수 있다. 마하수 1.2, 뱅크각 45도에서는 받음각 6~8도 구간에서 꼬리날개 자세가 (+) 형태로 바뀐 것으로 보이며, 받음각 약 10도에서 꼬리날개가 다시 (x) 자세로 급격하게 바뀌게 된다. 마하수 1.6, 뱅크각 45도에서는 받음각 7도 추가해석을 통하여 꼬리날개 자세가 변하는 조건을 찾을 수 있었다. 마하수 3, 뱅크각 45도에서는 자유 회전 꼬리날개 CFD 해석으로 꼬리날개 자세가 변하는 조건을 찾지 못하였다. 자유 회전 꼬리날개 CFD 해석 결과는 대체로 풍동시험 결과와 잘 일치하며, 마하수 1.6의 추가 받음각 해석을 통하여 꼬리날개가 (+) 자세로 변했다가 받음각이 증가하면서 다시 (x) 자세로 급격하게 변하는 구간은 풍동시험 결과와 차이가 나는 것을 확인하였다. 자유 회전 꼬리날개 풍동시험과 CFD 해석에서는 유도탄의 안정성이 저하되는 받음각 3~6도 구간에서 꼬리날개가 나란한 형상이 되어 유도탄이 불안정해지는 경향을 보이지 않고 있다. 카나드 조종 변위가 없을 때, 뱅크각 0도와 45도는 형상적으로 좌/우 대칭이지만, 시험 시에는 제작 오차, 장착 오차 등의 이유로 실제 카나드에서 발생하는 와류는 비대칭적으로 발달할 수 있다. 따라서 풍동시험을 통하여, 자유회전 꼬리날개는 카나드 와류와 간섭 시, 약간의 비대칭성으로도 간섭을 피하는 자세로 회전하는 것을 확인할 수 있다. CFD 해석에서는 비정렬 격자 등으로 인한 수치적 비대칭성으로 카나드에서 발생하는 와류가 비대칭적으로 꼬리날개와 간섭하고, 풍동시험과 유사한 조건에서 꼬리날개의 자세가 변하는 것으로 판단된다.

Fig. 8, 9, 10은 몇몇 해석 조건에서의 고정 꼬리날개의 압력계수 컨투어와 Q-criterion를 가시화 한 것이다. Fig. 8과 Fig. 9는 자유 회전 꼬리날개가 (x) 형의 초기 자세에서 (+) 형으로 변경되는 조건의 고정 꼬리날개 유동을 나타낸 것이다. 뱅크각 45도에서는 카나드 1, 4번에서 발생한 와류는 꼬리날개와 직접적인 간섭이 없이 지나가며, 2, 3번에서 발생한 와류가 (x) 형의 꼬리날개 1, 4번과 간섭하고 있다. 이로 인해 꼬리날개가 자유 회전을 하여 (+) 형 자세로 롤 각을 바꾸었으며, 카나드의 와류는 꼬리날개를 사이를 지나게 된다. 뱅크각 0도에서는 카나드 2, 4번에서 발생한 와류가 (x) 형의 꼬리날개 1, 4번과 간섭하게 되고, 꼬리날개가 자유 회전을 하여 (+) 형으로 자세를 바꾸면서 카나드 와류의 간섭이 감소하게 된다. Fig 10은 자유 회전 꼬리날개의 자세가 변하지 않는 조건의 고정 꼬리날개 유동을 나타내었다. 이 조건에서는 카나드에서 발생한 와류가 두 가지의 자세의 꼬리날개 모두와 큰 간섭없이 지나가는 것이 확인되었다.

Fig. 8.

Surface pressure coefficient and iso-Q surface(M=1.2, AOA=8deg, Bank=45deg)

Fig. 9.

Surface pressure coefficient and iso-Q surface(M=1.6, AOA=4deg, Bank=0deg)

Fig. 10.

Surface pressure coefficient and iso-Q surface(M=1.6, AOA=8deg, Bank=0deg)

Fig. 11은 꼬리날개의 자세가 변하는 몇 가지 조건에서의 꼬리날개 롤 각도와 그 때의 롤링 모멘트 계수(C_l)을 나타낸 것이다. 꼬리날개에 발생하는 롤링 모멘트는 롤 각도 10~15도 구간에서 최고가 되며, 마하수가 낮을수록 롤링 모멘트가 증가한다. 마하수가 낮을수록 꼬리날개가 조금만 틀어져도 쉽게 회전할 수 있음을 확인할 수 있다. Fig. 12는 무차원 시간에 대한 꼬리날개 롤 각도 변화이다. 꼬리날개 자세가 변화는 경우와 꼬리날개 자세가 변하지 않는 경우를 나누어 나타내었다. 꼬리날개 자세가 변하는 경우, 롤 각도 45도 전후로 자세가 변한 뒤, 롤 각도 0.05도 이하의 아주 작은 값으로 진동하고 있다. 꼬리날개 자세가 변하지 않는 경우, 롤 각도 0도 근처에서 진동하게 된다. 마하수 1.2, 받음각 12도에서 롤 각도 진동 범위가 약 0.25도로 제일 크며, 마하수 3의 경우 롤 각도 진동 범위는 약 0.01 수준이다.

Fig. 11.

C_l vs. Tail roll angle

Fig. 12.

Variation of tail roll angle with time

3.3.3 자유 회전 꼬리날개의 고정 꼬리날개 근사 조건 분석

자유 회전 꼬리날개가 적용된 유도탄의 공력 분석을 효율적으로 수행하는 방법 중 하나는 꼬리날개를 고정날개로 근사하는 것이다. 본 연구의 결과를 바탕으로 자유 회전 꼬리날개가 적용된 유도탄의 고정날개로 근사할 수 있는 조건을 정리하였다. 마하수 3 이상에서는 충격파 효과가 지배적이므로 고정 꼬리날개로 가정할 수 있으며, 10도 이상의 고 받음각에서 주요 기동이 이루어진다면 (x) 형 자세의 고정 꼬리날개 위주로 공력 검토가 가능하다. 고 마하수에서는 저 마하수보다 꼬리날개의 회전이 상대적으로 빨라져, 꼬리날개 자세에 의한 영향이 적으므로 카나드 조종면 변위 등에 의한 비대칭적 자세에서의 공력도 고정날개로 근사 가능하다고 판단된다. 마하수가 낮아질수록 회전 속도가 상대적으로 느려지고, 꼬리날개 자세에 따른 공력 변화가 증가하게 된다. 천음속 영역, 저 받음각에서는 (x)와 (+) 자세의 꼬리날개에 대한 공력을 모두 검토하는 것이 필요하며, 고 받음각에서의 공력은 (x) 자세의 고정 꼬리날개로 가정이 가능하다. 다만 (x) 자세의 고정 꼬리날개로 근사할 수 있는 받음각은 유도탄 형상 및 마하수에 따라 달라지게 된다. 본 연구의 유도탄은 마하수 1.2 구간에서는 받음각 10도 이상부터 (x) 자세의 고정 꼬리날개로 근사할 수 있는 것으로 판단된다.

4. 결 론

본 연구에서는 자유 회전 꼬리날개가 적용된 카나드 제어 유도탄에 대한 기본 공력 특성을 분석하기 위하여 카나드 변위가 없는 조건에 대하여 (+), (x) 자세의 고정 꼬리날개와 자유 회전 꼬리날개의 CFD 해석을 수행하여 풍동시험 결과와 비교 및 분석을 하였다. 고정 꼬리날개의 CFD 해석은 RANS 해석을 수행하였으며, 자유 회전 꼬리날개의 CFD 해석은 슬라이딩 격자 기법을 이용한 비정상 RANS 해석을 수행하였다. 고정 꼬리날개와 자유 회전 꼬리날개의 CFD 해석 결과는 대체적으로 풍동시험 결과와 잘 일치하며, 자유 회전 꼬리날개 해석에서 카나드의 와류가 꼬리날개를 벗어나면서 (x) 형의 꼬리날개로 급격하게 바뀌는 받음각에서 약간의 차이를 보이는 것으로 나타났다.

자유 회전 꼬리날개에 대한 조종면 변위가 없는 기본 공력 해석 결과를 정리하면 다음과 같다. 자유 회전 꼬리날개를 가지는 유도탄의 공력 계수는 (+) 형과 (x) 형의 고정 꼬리날개 공력 계수 범위 내에서 형성된다. 자유 회전 꼬리날개는 카나드의 와류가 꼬리날개와 간섭하는 자세에서는 약간의 와류 비대칭성으로도 간섭을 감소시키는 방향으로 꼬리날개가 자세를 바꾸게 되고, 받음각이 증가하여 카나드의 와류가 꼬리날개를 모두 빠져나가게 되면 꼬리날개가 (x) 형 자세로 유지하게 된다. 자유 회전 꼬리날개가 카나드와의 간섭을 감소시키는 방향으로 꼬리날개 자세를 바꾸면서, 고정 꼬리날개에서 나타났던 유도탄이 불안정해지는 경향이 나타나지 않았다. 자유 회전 꼬리날개를 가지는 유도탄은 마하수가 낮을수록 꼬리날개 자세가 변하는 받음각이 높아지며 범위도 넓어진다. 자유 회전 꼬리날개를 가지는 유도탄의 뱅크각 45도가 뱅크각 0도보다 카나드와 꼬리날개가 간섭하는 받음각 구간이 높고, 더 높은 받음각에서 카나드의 와류가 꼬리날개를 벗어나면서 꼬리날개가 (x) 형태로 바뀐다.

유도탄 설계 및 공력 성능 검토 시, 저 받음각과 저 마하수에서는 (x)와 (+) 꼬리날개에 대한 공력을 모두 검토하는 것이 좋으며, 10도 이상의 고 받음각과 마하수 3 이상에서 주요 기동이 이루어진다면 (x) 형 자세의 꼬리날개 위주 공력을 검토할 수 있다고 판단된다. 실제 유도탄에서는 유도탄의 비행 환경과 자세가 계속해서 변하고 자유 회전 꼬리날개의 마찰력과 회전 관성력으로 꼬리날개의 회전이 달라질 수 있다. 자유 회전 날개 특성상 카나드 와류에 의한 간섭을 받으면 간섭받지 않는 자세로 회전을 하게 되고, 와류가 완전히 꼬리날개를 빠져나가서 간섭이 없는 자세가 유지되면 (x)자 형태로 비행할 것이라 예상된다. 향후 카나드 조종 변위에 대한 자유 회전 꼬리날개의 공력 특성을 분석하여, 자유 회전 꼬리날개가 적용된 유도탄의 효율적인 풍동시험과 공력 DB 구축 방안에 관한 연구가 필요할 것으로 판단된다.