• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• 제48권2호
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• pp.119-125
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• 2020

A high Reynolds number transonic wind tunnel has been built in 2018 at Agency for Defense Development(ADD). The tunnel has a closed circuit with a 1.5m×1.5m test section and is injection driven from a 140bar air supply system. The Mach number range is 0.3-1.2 with a conventional contracting nozzle and 1.4 with a convergent-divergent contraction. The stagnation pressure range is 100-550kPa at the lowest Mach number. An AGARD-B standard model is tested in the transonic wind tunnel to obtain 6-DOF aerodynamic coefficients. The results are compared with those obtained from ADD trisonic wind tunnel and others. We verify that the transonic wind tunnel become available to develop an aircraft from the testing results.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• 제31권4호
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• pp.92-98
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• 2003

The optimum design of Hanyang low speed wind tunnel has been performed to augment flow uniformity and to reduce turbulence intensity of wind tunnel test section have to be known for reliability of wind tunnel test. The non-uniformity and turbulence intensity of Hanyang low speed wind tunnel were measured with Pilot tube and X-type hot-wire probe at various wind speeds. As the results, the non-uniformity decreases as the wind speed increases. The non-uniformity is relatively high in the proximity of the diffuser. The turbulence intensity is a little higher than design requirement in the middle of the test section.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.777-780
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• 2011

The supersonic wind tunnel is a common facility to studies the aerodynamic phenomenon around the high speed vehicle or weapon system whose operating speed is greater than sonic speed. In this study, a design procedure and selecting the components of a new supersonic wind tunnel whose nozzle exit is $125mm{\times}100mm$ is considered. An operating test of this wind tunnel is being conducted to compare the result with the design values, mach number, etc.

• Journal of Aerospace System Engineering
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• 제17권4호
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• pp.118-125
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• 2023

The wind tunnel test is one of the essential processes in the development of guided missile systems, and various wind tunnel facilities exist depending on the test requirements, various conditions, and their purposes. The Ludwieg tube is very useful in the development of guided missile systems, and we have necessitated the upgrade of the Ludwieg tube in ADD to acquire various test requirements, such as high angle of attack, repeatability, and stability. In this paper, upgrading the nozzle, vacuum tank, and model support is suggested to improve the Ludwieg tube performance, and we demonstrate a result of the solution through pressure measurement.

• Journal of the korean Society of Automotive Engineers
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• 제10권3호
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• pp.25-30
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• 1988

현대의 자동차 설계에 있어서 공기역학적 설계는 제일관심사로서 자동차제조기술의 발달에 매우 중요한 역할을 한다. 이는 연료경제성, 운전성 그리고 주행안전성 등이 이 공기역학과 밀접한 관계에 있기 때문이다. 또한 저항력계수는 여러가지의 동급차종 중에서 특정자동차의 판매를 증가시킬 수 있는 중요한 요소가 되고 있다는 점에서 자동차제작에 있어서 공기역학이 가지는 중요성은 계속 증대되고 있어 풍동은 자동차공학자들에게 자동차설계에 있어서 필요불가결한 시설이 되고 있다. 본 해설에서는 이렇게 그 필요성이 증가하고 있는 자동차실험용 풍동(Automotive wind tunnel)의 소개와 현재 가동되고 있는 자동차용 풍동에 의한 실험의 예를 소개하고자 한다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• 제40권10호
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• pp.888-893
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• 2012

This paper described the wind tunnel testing apparatus and technique to acquire the dynamic stability derivatives of large slenderness ratio air vehicle such as the guided missiles or rockets. There have been few difficulties in conducting wind tunnel testing for slender long rocket due to the size limitation of the test section size and the installation of oscillation equipments. In this study, the dynamic stability balance was used as the wind tunnel technique for obtaining the dynamic stability derivatives. Through the wind tunnel testing, the experimental apparatus for slender air vehicle's oscillation is established. The measured data showed that it is possible to acquire the dynamic stability derivatives of large slenderness ratio rocket, properly.

• Journal of the KSME
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• 제51권6호
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• pp.32-36
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• 2011

인류의 좀더 빨리 이동하고자 하는 욕구를 충족시키기 위해 항공기, 자동차, 기차 등 다양한 형태의 운송수단이 개발되고 있다. 이러한 운송체의 주위를 흐르는 공기의 유동과 유사한 환경을 만들어 실험하고자 하는 목적에서 풍동이라는 실험장치가 개발되었다. 이 글에서는 풍동의 역사와 종류에 대하여 간략히 소개하고자 한다.

• Journal of the KSME
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• 제51권6호
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• pp.54-58
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• 2011

자동차용 풍동은 대부분 난류강도를 최대한 낮게 하여 시험의 재현성과 반복성을 극대화하도록 하였다. 그러나 최근 들어 뚜렷한 두 가지 흐름이 일고 있는데 지면재현과 실도로에서 경험하는 난류 강도를 풍동에서 재현하고자 하는 움직임이다. 이 글에서는 이러한 움직임의 이유와 방향에 대해 짚어보고자 한다.

• 한국신재생에너지학회:학술대회논문집
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• 한국신재생에너지학회 2007년도 춘계학술대회
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• pp.357-360
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• 2007

NREL Phase VI 12% 축소모델을 사용한 표준풍력터빈 풍동시험은 2006년에 1차 시험이 수행되었다. 1차 풍동시험은 복합재 블레이드를 사용하여 표준조건(설치각 3도)에 대해 수행되었으며 블레이드 표면상태에 따라 측정값이 영향을 받는 것을 파악하였다. 2007년 4월에 수행된 2차 풍동시험은 표면상태의 영향을 보다 정확히 파악하기 위해 알루미늄 블레이드를 사용하여 시험을 수행하였으며, 블레이드 제작 정밀도에 따른 영향을 파악하였다. 낮은 레이놀즈 수 영역(저속영역)에서는 블레이드 표면상태 따라 토크 값 다르게 나타나며, 블레이드 끝단 부근의 제작 정밀도는 최대 토크 이후의 영역에 영향을 미치는 것으로 나타났다. 0.1mm 이내의 정밀도로 제작된 모델의 경우 NREL 시험결과와 전체적인 형상이 유사하게 나타나며, 축소효과에 의한 영향으로 최대토크는 약 25% 정도 감소현상을 보이고 있다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1986년도 한국자동제어학술회의논문집; 한국과학기술대학, 충남; 17-18 Oct. 1986
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• pp.262-265
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• 1986

미사일의 동특성은 공력계수(aerodynamic coefficients)들의 구조 및 그 계수값에 의해 결정된다. 현재까지 공력계수는 풍동시험(wind tunnel test)에 의한 모형법으로 구하는 것이 보편적이었으나 모형과 실제 시스템의 차이에 의해 발생하는 오차, 풍동시험의 오차, 모형의 스케일 팩터(scale factor)오차, 실제 대기조건의 특성에 의한 오차 등에 의해, 시제품을 이용한 실제 비행시험 결과가 풍동시험 모델을 이용한 컴퓨터 시뮬레이션(computer simulation)의 가상 비행 데이타와 차이를 나타내게 된다. 이러한 차이를 감소시키기 위하여 필터 이론을 적용하기 위해서는 수학적 계수 모델이 필요하게 된다. 본 연구에서는 풍동시험모델로부터 3가지의 수학적 모델을 가정하고 이를 이용하여 확장칼만필터(extended Kalman Filter: EKF)와 최대공산법(maximum likelihood method :ML)을 각각 적용시켰을때 추정된 계수치에 의한 가상비행데이타와, 풍동시험모델에 의한 가상비행데이타를 비교하여, 수학적 계수 모델 설정에 따른 각 알고리즘의 추정결과를 알아보고, 이에의해 계수 모델 설정의 방법 및 기준, 그리고 계수구조 설정에 따른 EKF와 ML의 성질을 조사하였다.