• 한국항공운항학회:학술대회논문집
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• 한국항공운항학회 2016년도 춘계학술대회
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• pp.19-22
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• 2016

본 연구는 박각시 나방 유연날개의 준정상 공력 모델링을 위한 공력측정실험을 진행하였다. 두 개의 서보모터로 이루어진 동역학적 로봇 모델은 3톤 수조 내부에서 날갯짓 운동을 구현하였고, 6축 센서가 날개 모델의 뿌리에 장착되어 공력 측정을 시행하였다. 날개 모델은 다른 두께의 폴리카보네이트 평판으로 제작되었고, 3mm 두께의 강체날개와 0.8mm 두께의 유연날개로 구성되었다. 공력측정은 각 날개 모델별 받음각을 -5도에서 95도까지 5도씩 변경하여 진행하였고, 이를 바탕으로 준정상 공력 모델링을 시도하였다. 날개 두께별 준정상 공력 모델링을 통해 특정 두께를 가진 유연날개는 강체날개보다 높은 공력효율을 가짐을 알 수 있었고, 날개 유연도 역시 준정상 가정을 기반으로 모델링 할 수 있을 것으로 기대된다.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 제5회(2016년)
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• pp.523-529
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• 2016

본 연구에서는 전산유체역학을 이용하여 고 레이놀즈수에 유동에서의 탠덤 에어포일에 대한 상대 위치 인자 연구를 진행한다. 탠덤형 날개의 경우 앞뒤 날개의 유동간섭이 날개 성능에 중요한 영향을 미친다. 본 연구에서는 이를 2차원 탠덤 에어포일로 고려하여 유동간섭을 확인한다. 유동간섭에 따른 에어포일 성능을 분석함으로써 뒤 에어포일의 상대 위치를 결정할 수 있으며, 본 연구결과는 실제 탠덤 날개 형태의 항공기 설계에 유용하게 이용될 수 있을 것으로 기대된다.

• Korean Journal of Optics and Photonics
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• 제15권4호
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• pp.293-298
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• 2004

We investigate the effect of the wing width and thickness of a Double-Sided Deep-Ridge(DSDR) vertical directional coupler on the coupling length dependent on the polarization, We have found that the DSDR vertical directional coupler without a wing does not have polarization independent coupling lengths. The variation of the coupling length of TE and TM modes and the difference between the coupling lengths of the two modes are negligible as the wing width increases beyond the specific wing width for the same wing thickness. Thus, we can see that a DSDR vertical directional coupler has a wing width larger than the minimum wing width to obtain the polarization independent coupling length. The minimum wing width increases as the wing thickness increases for the same core thickness and as the core thickness decreases for the same wing width. Also, we have found that the minimum wing thickness is determined by the core thickness and the minimum wing thickness decreases as the core thickness increases.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• 제35권1호
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• pp.18-26
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• 2007

The steady-state aerodynamic characteristics of wings on the formation flight were analyzed using the Vortex Lattice Method. When two wings were at formation flight, the sectional lift coefficient of a rear wing was increased due to a front wing. The result showed that the lift drag ratio increased as the rear wing were placed downward and decreased as the lateral spacing between wings increased. The difference of lift drag ratio between forward wing and rear wing increase as the aspect ratio of wings increased. When a rear wings and a forward wings placed at the same height, wings on the formation flight had the maximum lift drag ratio. The results showed that the benefit of the formation flight increased as the number of wings on the formation flight increased.

• Journal of the Korea Convergence Society
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• 제12권2호
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• pp.215-219
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• 2021

The flow analyses around the wing of airplane installed with winglet or sharkelt were carried out in this study. At the model without winglet, it can be seen that the air flows beside the wing and the flow is concentrated at the end of wing. At the model of winglet or sharklet, the pressure on the bottom of the wing happens to be lower in the wide area than for model without winglet. At the analysis result, the air flowing next to the wing can be seen to go over and rotates over the main wing. The model with the sharklet shows that the flow rate is the fastest. In case of model with sharklet, it is thought that the maximum total pressure of flow is distributed at the bottom of the wing, which can further improve the lift force of the wing. It is thought that the analysis results in this study on the air flow due to the configuration of aircraft edge wing can be helped at its convergent research.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 한국추진공학회 1998년도 제10회 학술강연회논문집
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• pp.10-10
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• 1998

본 연구에서는 제트 추진 기관의 터빈 익렬에서의 유동과 대기 중에 부유되어 있는 입자 또는 연소 생성물들이 제트엔진 내부로 유입될 경우 이에 따른 압축기 및 터빈 날개의 마모 및 충돌 부위를 예측하기 위하여 수치해석을 수행하였다. 일반적으로 각종 항공기의 추진 기관용 가스 터빈 엔진은 대기중에 부유되어 있는 각종 입자들의 영향을 받게 된다. 특히, 확산 지역을 통과하는 항공기나 먼지 입자 부유물이 많은 공업지대 또는 사막지역을 비행하는 항공기의 경우는 모래 알갱이, 먼지 및 연소 입자의 직접적인 영향을 받아 각 요소들에 심각한 부식 및 마모가 발생됨으로써 성능 저하 및 냉각 통로의 막힘, 압축기와 터빈 날개의 손상 등이 예측되어진다. 특히 항공기용 추진 기관은 엔진 입구에 유입 공기를 정화하기 위한 여과장치의 설치가 불가능하며, 자동차용 가스터빈 엔진의 경우는 여과 장치를 부착하여도 미세한 입자들이 여과 장치에 여과되지 않고 엔진 내부로 침투하게 되므로 치명적인 손상이 예상된다. 이러한 손상들은 초기에는 미세하게 발생하지만, 손상 정도가 점점 누적됨에 따라서 항공기의 안전 운전에 심각한 위험 요소로서 작용할 수 있으며, 경제적으로도 기관의 유지 보수비용의 증가를 가져올 수 있다. 따라서 압축기에 화산재 또는 대기중에 부유되어 있는 금속 입자나 먼지입자 등이 유입되었을 경우, 압축기 날개의 손상 부위와 정도를 예측하는 것이 필요하다. 따라서 본 연구에서는 Lagangian방법을 적용하여 압축기 날개위의 부유 입자 충돌 부위를 예측하고, 설계 시 이를 보완할 수 있는 기준을 제시하였다. 아울러 설계 입구각과 크게 벗어난 유동의 유입시에 발생되는 박리 현상과 이에 따른 입자의 유동 및 날개의 입자 접착 부위를 예측하였다. 본 연구에서는 여러 크기의 입자(다양한 Stokes 수)들을 주어진 속도에서 유선을 따라 압축기 입구에서 압축기 유로로 여러 위치에서 부유 시켜서 그 입자들의 궤적 및 충돌, 점착 위지를 고찰하고, 정량적인 충돌량을 해석하기 위하여 입자 충돌 계수를 정의하여 압축기 날개 표면의 충돌특성을 알아보았다. 이러한 예측을 통하여 압축기 날개 표면의 충돌 부위를 예측하고, 날개의 표면을 코팅하는 등 보호 개선책을 제시할 수 있고, 연소의 반응물 입자가 터빈 날개에 충돌하여 발생되는 날개 표면의 파손, 냉각 홀의 막임, 연소 입자의 점착 부위 등을 예측하여 보완책을 준비할 수 있도록 하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• 제34권3호
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• pp.14-21
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• 2006

The unsteady vortex lattice method is used to model twisting and flapping motions of a rectangular flat plate wing. The results for plunging and pitching motions were compared with the limited experimental results available and other numerical methods. They show that the method is capable of simulating many of the features of complex flapping flight. The lift, thrust and propulsive efficiency of a rectangular flat plate wing have been calculated for various twisting angles and reduced frequency with an amplitude of flapping angle($20^{\circ}$). And the effects of the twisting on the aerodynamic characteristics of the flapping wing are discussed by examination of their trends.

• Proceedings of the Korea Water Resources Association Conference
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• 한국수자원학회 2019년도 학술발표회
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• pp.237-237
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• 2019

현재 한반도에서는 대규모 하천정비가 지속적으로 진행되고 있다. 그 결과 하천은 평형상태를 맞추기 위하여 여러 가지 현상들이 발생하는데, 대표적인 현상 중 하나는 세굴현상이 있다. 이는 하천의 호안, 교각, 교대 등에 일어나 구조물의 안전성을 떨어뜨리고 큰 피해를 발생시킬 수 있다. 이러한 문제를 해결하기 위해서 설치 할 수 있는 구조물이 날개공이다. 본 연구에서는 곡선수로의 연속식, 흐름 방향의 운동방정식 및 와도 방정식을 수치모의기법을 통해서 날개공의 위치 및 개수, 크기, 각도, 간격 등에 따라 유속의 변화를 살펴보고 그에 따른 외안부근에서의 하상변화를 분석하였다. 분석 결과 날개공을 일정 간격별로 설치 하였을 때 개수에 따라 각각 날개공으로 인한 유속 및 수면유속의 감소가 크게 일어났고, 유속감소로 인해 하천의 횡단 방향하상 단면의 변화가 줄어들어 세굴현상이 감소되는 결과가 나왔다. 또한 날개공의 크기 및 모형에 따라서도 유속 및 수면 유속등의 큰 차이가 생겨 이에 따라 세굴 현상이 감소되는 결과가 나왔다. 본 연구 결과를 발전시켜 실제 하천에 적용할 수 있는 날개공 설치의 가이드라인을 제시한다면 현재 대규모하천정비에 따른 많은 문제점들을 해결할 수 있을 것이다.

• 한국신재생에너지학회:학술대회논문집
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• 한국신재생에너지학회 2011년도 춘계학술대회 초록집
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• pp.213-213
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• 2011

본 논문에서 연구하고자 하는 팬은 대형 차량용 라디에이터 냉각팬으로써 수치해석을 통한 일반적인 팬의 성능 평가시 팬과 쉬라우드의 형상만을 이용하여 시뮬레이션 하지만 라디에이터를 거쳐 공기가 유입되는 실제 현상에 좀 더 가깝게 모사하고자 라디에이터의 압력 부하를 고려한 시뮬레이션을 수행하였고 기존 해석 결과와 비교하였다. 연구된 냉각팬은 쉬라우드의 전방에 라디에이터가 설치되며 라디에이터를 통하여 공기가 유입되기 때문에 라디에이터의 압력 부하에 따라 팬 성능에 영향을 준다. 라디에이터의 압력 부하 성능을 모사하기 위하여 쉬라우드 입구에 박스 형태로 라디에이터의 외부 크기를 모델링 한 후 수치해석 시 porous media model을 사용하여 풍속에 따른 압력 강하 곡선을 적용하였다. 수치해석에서 porous media model을 적용할 경우 실제적인 형상 모델링 없이도 실험으로부터 도출한 성능곡선을 조건으로 입력하여 실제 현상에 가까운 시뮬레이션을 할 수 있다. 그리고 팬 날개수 증가에 따른 해석을 수행하여, 날개수 변경에 따른 성능개선의 여지를 확인 하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• 제36권1호
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• pp.1-6
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• 2008

A flow visualization is conducted to investigate a flight characteristics of a Coleoptera and an effect of flapping elytra was considered in this study. Also the movements of outer wing(elytra) and inner wing is analyzed using High Speed Camera. As a result of this experiment, in case of flapping insect, three mechanisms to generate lift is confirmed. A small movement of outer wing(elytra) is confirmed and the effect of outer wing(elytra) is estimated.