• 한국항공우주학회지
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• 제46권11호
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• pp.883-891
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• 2018

본 연구에서는 항공기 랜딩 기어와 유사한 형태의 탠덤 실린더에 대해 DES (Detached Eddy Simulation)와 FW-H (Ffowcs Williams and Hawkings) 음향상사법을 이용한 전산공력 소음해석을 수행하였다. 실린더 중심 간 거리 3.7D 조건에 대한 전산공력소음해석 결과를 탠덤 실린더를 지나는 외부 유동 특성 및 원거리 소음을 계측한 선행 연구 결과와 비교하였다. 전방 실린더의 상/하부에서 발생한 와류(Vortex)가 특징적인 주파수를 갖고 후방 실린더에 충돌하면서 소음 발생원이 되는 것을 확인하였다. DES 와 FW-H 음향상사법을 이용한 전산공력소음해석 방법의 타당성을 확인한 후, 전방 실린더의 후방에 분할판을 적용한 경우의 전산공력소음해석을 수행하였다. 전방 실린더의 후방에 분할판이 적용되면 전방 실린더의 상/하부에서 발생하는 와류의 특징을 변화시키고 이극자 소음원 크기를 감소시켜 특정 주파수 대역에서 발생하는 소음 크기가 감소하는 것을 확인하였다.

• 한국자동차공학회논문집
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• 제20권4호
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• pp.92-102
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• 2012

The process of the wind noise analysis around an OSRVM is developed and is verified by simulating unsteady flow field past a generic OSRVM mounted on the flat plate at the Reynolds number of $Re_D=5.2{\times}10^5$ based on the mirror diameter. The transient flow field past a generic OSRVM is simulated with various turbulence models, namely DES-SA, LES Constant SGS, and LES Dynamic SGS. The sound radiation is predicted using the Ffowcs- Williams and Hawkings analogy. For the present simulation, the 6.35million cells are generated. Time averaged pressure coefficients at 34 locations on the surface of the generic OSRVM are compared with the available experimental data. Also, 12 Sound Pressure Levels located on the surrounding mirror are compared with the available experimental data. Both of them show good agreements with experimental data.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권3호
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• pp.8-14
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• 2003

난류혼합층에서 속도비 변화에 따른 입자의 운동형태에 대하여 수치해석적 연구를 수행하였다. Turbulent closure를 목적으로 Subgrid모델을 바탕으로 한 LES를 적용하여고 입자 운동을 해석하기 위해 Lagrangian 방법을 적용하였다. 입자의 직경이 10, 50, 100, 150, 200${\mu}m$인 입자들이 분리판 끝단에서 정지한 상태로 혼합층에 유입이 되고, 큰-크기 와류구조에 영향을 받아 혼합층 내로 확산이 되어진다. 혼합층의 성장특성은 속도비 변화에 매루 민감하여, 입자의 확산은 혼합층의 속도비와 입자 직경의 변화에 따라 거동을 달리함을 알 수 있었다. 또한 Stokes 수와 입자확산의 관계를 나타내었다. 그 결과로 St~1인 경우 입자의 확산이 유동장의 확산보다 빠르게 일어나나, St<<1과 St>>1인 경우는 입자의 확산이 잘 일어나지 않음을 알 수 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제20권2호
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• pp.94-101
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• 2016

본 논문에서는 날개의 가로세로비 변화가 날개 하부 유동장에 미치는 공기역학적 영향을 압력분포 측정과 입자영상속도계(PIV)를 이용하여 조사하였다. PIV 측정결과를 이용하여 파일런 주변 유동장의 속도변화를 레이놀즈수 $1.384{\times}10^5$ 와 $2.306{\times}10^5$의 조건에서 속도 성분별로 각각 분석하였다. 파일런으로부터 날개의 끝단이 시위 길이의 80% 만큼 떨어진 가로세로비 4.8의 경우, 날개 끝단으로부터의 끝단 와류의 영향이 날개 아랫면의 표면압력을 낮아지게 하고, 날개 끝단 주변의 흐름을 가속시킴으로써 날개 하부의 파일런 주변 유동장에 영향을 미쳤다. 시험결과에서는 가로세로비가 증가함에 따라 날개 하부 유동장에 대한 날개 끝단으로부터의 공기역학적 효과는 작아지는 경향을 보였다.