• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제15회 학술강연회논문초록집
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• pp.20-20
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• 2000

2개의 경사 충격파와 하나의 수직 충격파로 초음속 유동을 압축하는 초음속 공기 흡입구의 수치적 연구를 수행하였다. 지배방정식으로는 Navier-Stokes방정식을 사용하였고 난류모델로는 SST 모델을 사용하였다. 지배방정식의 점성항 계산에는 중심차분법을 사용하였고 대류항 계산에는 풍상차분법인 Roe의 FDS기법을 MUSCL기법과 결합하여 이용하였다. 유한 체적법을 이용하여 차분된 방정식은 LU분할 기법을 이용한 완전 내재적 방법으로 2차 정확도 시간 적분으로 비정상 과정의 연구를 수행하였다. 흡입구 배압을 정해주어야 하는 어려움을 해결하기 위해 흡입구 후면에 노즐을 달고 노즐의 면적을 조절하여 배압이 형성되도록 하였다.(중략)

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1997년도 제9회 학술강연회논문집
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• pp.17-17
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• 1997

극초음속 여객기와 군사용 항공기에 대한 수요가 증가함에 따라서 새로운 개념의 다양한 추진기관이 연구가 진행되고 개발되어 왔다. 초음속 항공기의 속도 영역은 마하 10-20 정도가 되는데 이 속도 한계를 극복하기 위하여 초음속 연소 램제트 엔진(SCRamjet; Supersonic Combustion Ramjet)이 제안되었다. 스크램 제트를 개발하기 위해서는 연료와 산화제의 혼합 효율 문제, 화염의 안정화 문제, 벽면의 냉각에 관한 문제 등 몇 가지 기본적인 문제들을 해결해야 한다. Univ of Michigan에서 실험한 연소기를 모델로 본 연구에서는 연료와 공기의 혼합에 관한 수치 연구를 수행하였다. 다원 혼합기체에 관한 축대칭 Navier-Stokes 방정식을 지배 방정식을 이용하였고 비평형 화학반응식을 고려하였다. 공간 차분에는 유한 체적법을 이용하였다. 대류 플럭스 항은 Roe의 Upwind FDS 기법을 사용하여 차분하였고 점성항에는 중심 차분법을 이용하였다. 시간 적분법으로는 근사 자코비안과 LU분할 기법을 이용한 완전 내재적 방법이 쓰였다. 난류 모델로는 Mentor에 의해 제안된 2 방정식 k-$\varepsilon$/k-$\omega$ 혼합모델을 사용하였다. 유동장이 실험에서의 찍은 사진과 유사한 모습의 충격파 간섭을 수치 모사하였고 수소가 확산되는 모습과 함께 노즐 lip 주위의 재순환 영역에 대해서 살펴볼 수 있었다.

• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
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• 제21권4호
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• pp.430-436
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• 1997

Time-dependent Flow characteristics of a two-dimensional lid-driven square cavity flow of six high Reynolds numbers, $10^4 2{\times}lO^4., 3{\times}l0^4, 5{\times}lO^4, 7.5{\times}lO^4$ and $10^5$ were investigated. A convection conservative difference scheme based upon SOLA to maintain the nearly 2nd-order spatial accuracy was adopted on irregular grid formation. Irregular grid number is $80{\times}80$ and its minimum size is about 1/400 of the cavity height(H) and its maximum is about 1/53 H. The result shows that at Re= $10^4$, periodic migration of small eddies appearing in corner separation region and its temporal sinusoidal fluctuation are represented. And another critical Reynolds number which shows the commencement of flow randomness emerging from the periodic fluctuation is assumed to be around Re= $1.5{\times}10$. At five higher Reynolds numbers ($2{\times}lO^4., 3{\times}l0^4, 5{\times}lO^4, 7.5{\times}lO^4$ and $10^5$), an organizing structure of four consecutive vortices similar to a Moffat vortex at two lower corners is revealed from time-mean flow patterns.

• 한국전산유체공학회지
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• 제2권1호
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• pp.1-7
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• 1997

A FA-FD hybrid method, developed for solving three-dimensional incompressible Navier-Stokes equations, is applied to calculate three-dimensional laminar flows through a square duct with a 90° bend. The method discretizes the convective terms in the primary flow direction with 3rd-order upwind finite-differences and the convective and diffusive terms in the transverse directions with the two-dimensional finite analytic method. The non-staggered grid system is used and the pressure-velocity coupling is achieved by a global iteration procedure based on the PISO algorithm. Detailed comparisons between the computed solutions and the available experimental data are given mainly for the velocity distributions at cross-sections in a 90° bend of a square duct with both fully developed and developing entry flows. Although the computational result shows generally a good agreement with the experimental data, there are some significant discrepancies underlining the necessity of more accurate numerical methods as well as reliable experimental data for their validation.

• 한국추진공학회지
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• 제17권3호
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• pp.21-29
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• 2013

초임계조건의 기체수소/액체산소 화염의 난류유동 및 온도장에 대해 난류모델을 이용한 해석이 수행되었다. 실제유체의 연소유동을 해석하기 위하여 화염편모델에 SRK 상태방정식이 도입되었다. 수정된 압력-속도-밀도 연계알고리듬이 초임계유동에 적용되었다. 수정된 알고리듬을 토대로 6개의 대류항 차분법과 4개의 난류모델의 상대적인 성능비교가 이루어졌다. 선택된 난류모델들은 실제유체 연소유동의 다양한 특징을 고려하기 위해서 수정이 필요함을 나타내었다.

• 대한조선학회논문집
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• 제37권4호
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• pp.19-30
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• 2000

선수와 선미에 벌브를 가진 현대적인 상선 주위의 난류유동을 해석하기 위해 유한체적법을 이용한 RANS 방정식의 해법이 개발되었다. 복잡한 선수미의 격자계 생성을 위해 다중블록 선체표면 격자계 생성 기법이 도입되었고, 타원형 미분 방정식의 해를 이용하여 O-H 형태의 공간 격자계생성 기법이 이용되었다. 지배방정식의 대류항과 확산항은 각각 QUICK과 중앙차분법을 이용하여 근사되었고, 속도-압력 연성을 위해 SIMPLEC법이 채택되었다. 개발된 방법은 KRISO 3600TEU 컨테이너선에 적용하여 유선가시화 실험 및 반류계측 결과와 비교하였다. 계산 결과는 선수와 선미에 벌브를 가진 현대적인 선형 주위의 유동 해석을 위해서도 이러한 수치계산 방법이 적용될 수 있음을 보여주고 있다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제30권7호
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• pp.671-681
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• 2006

This study focuses on the development of numerical procedure to analyze the nonlinear combustion instabilities in liquid rocket engine. Nonlinear behaviors of acoustic instabilities are characterized by the existence of limit cycle in linearly unstable engines and nonlinear or triggering instability in linearly stable engines. To discretize convective fluxes with high accuracy and robustness, approximated Riemann solver based on characteristics and Euler-characteristic boundary conditions are employed. The present procedure predicts well the transition processes from initial harmonic pressure disturbance to N-like steep-fronted shock wave in a resonant pipe. Longitudinal pressure oscillations within the SSME(Space Shuttle Main Engine) engine have been analyzed using the pressure-sensitive time lag model to account for unsteady combustion response. It is observed that the pressure oscillations reach a limit cycle which is independent of the characteristics of the initial disturbances and depends only on combustion parameters and operating conditions.