• Journal of the korean Society of Automotive Engineers
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• v.8 no.1
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• pp.22-28
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• 1986

기관의 성능에 영향을 주는 인자로서는 외적인자(outside factor), 작동인자(operating factor) 및 설계인자(design factor)의 3가지로 나눌 수 있다. 작동인자로서는 기관회전수, 공기연료비, 점화 시기 또는 분사시기 등이면 설계인자로서는 행정체적, 압축비, 흡배기계통의 구조 및 치수, 냉각 방식 등으로 기관에 따라 고유한 값을 가지는 인자이다. 그러나 외적인자인 대기조건 즉 대기 압력, 대기온도 및 대기습도는 계절, 지역 및 기상조건에 따라 달라지므로 이것에 따라 기관이 흡입하는 공기의 압력, 온도 및 습도는 변화하게 된다. 그러므로 대기조건의 변화에 따라서는 기관작동인자인 공기연료비에도 영향을 미치게 할 것이고 또한 연소상태의 변화로 유효압축비 에도 영향을 미치게 할 것이므로 대기상태의 변화는 곧 바로 기관 출력의 변화를 초래하게 될 것이다. 그러므로 같은 운전조건에서의 기관출력도 대기상태의 변화에 따라 변화하게 되므로 임의의 대기 상태에서 측정한 기관출력을 표준대기상태의 기관출력으로 환산해서 평가할 필요가 생긴다. 이것을 일반으로 출력수정(output correction)이라 하고 있으며 각 나라마다 공업규격 또는 기타규격으로 출력정식을 제정하고 있다. 예를 들면 K.S.B 9102, SAE J816B, B.S. 765, DIN 70020, JIS B 8013등이다. 이들 출력수정식들은 많은 문제점을 가지고 있으므로 종래의 출 력수정식으로 출력수정을 하여도 정확하게 맞지 않은 경우가 많다. 출력수정에 관한 문제는 수 10년전부터 많은 연구자에 의하여 연구되고 거론되어 왔으나 과거의 연구자들이 제안하고 거론 되어 왔으나 과거의 연구자들이 제안하고 있는 출력수정식, 또는 규격으로 정하고 있는 출력수 정방법은 어느 것이나 실용상 만족스러운 것이 아직 없다. 그러므로 본 자료는 스파아크 점화 기관의 흡기습도에 관한 출력수정의 문제를 실험적으로 수행한 실험적 출력수정방법에 의한 것과 종래의 출력수정방법에 의한 것과를 비교 검토하였다.

• Journal of Energy Engineering
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• v.4 no.2
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• pp.288-296
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• 1995

촉매변환기용 모노리스에서의 속도변화에 따른 압력강하를 알아보기 위하여 풍동을 제작하여 실험하였다. 200 cpsi, 300 cpsi와 400 cpsi의 모노리스 담체에 대한 압력강하를 측정하였고, 듀얼베드 형태에서의 압력강하를 알아보기 위하여 200 cpsi, 300 cpsi와 400 cpsi들 중 두 개씩 조합하여 두 모노리스 담체의 사이 간격을 변화시켜가면서 압력강하를 측정하였다. 또한 많이 사용되고 있는 촉매가 담지된 400cpsi의 모노리스를 이용하여 촉매 담지에 대한 유동의 영향을 살표보았다. 모노리스 상·하류간의 압력강하는 공극율에 상관없이 공기와 유로벽과의 접촉면적에 따라 증가한다. 실험 결과로부터 제안된 상관관계를 상용하여 모노리스 형상에 따른 압력강하를 근사적으로 예측 할 수 있다. 듀얼베드 형태에서의 압력강하는 상류부와 하류부의 개별적인 모노리스의 압력강하와 두 모노리스 사이에서의 압력강하의 합으로 볼 수 있는데, 두 모노리스 사이에서의 압력강하는 무시할 만 하였다. 따라서 듀얼베드 형태의 전체적인 압력강하는 상류부와 하류부의 개별적인 모노리스에서 생기는 압력강하만의 합으로 구할 수 있다. 촉매가 담지되지 않은 모노리스의 측정결과로부터 제안된 상관관계를 촉매가 담지된 모노리스의 압력강하를 예측하는데 사용하기 위해서는 모노리스 길이를 원래길이의 1.25배로 수정하여 사용하여야 한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.10a
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• pp.38-38
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• 1998

원기둥을 지나는 초음속 유동장은 재순환, 재접합, 유동 박리, 팽창파동이 발생하는 복잡한 유동장이며, 비행체의 성능개선을 위해서 이해되어야 한다. 난류 에너지를 지배하는 방정식에는 압축성 유동장의 경우 압력 팽창항, 팽창 소산항, Favre 속도에 의한 영향 등의 수정항이 첨가되어야 한다는 연구 결과가 나오고 있다 본 연구에서는 밀도변화에 따른 영향이 적은 것으로 알려진 k-$\omega$ 보형에 압축성에 대한 수정항을 첨가하여 유동장을 모사하여 비교하였다. 수정항의 첨가로 인하여 나온 결과를 얻을 것으로 예측되었으나 k-$\omega$ 모형에 수정을 가한 경우 수정하지 않을 경우에 비해 좋지 않은 예측을 하는 결과가 나왔다. 이는 압축성 난류 유동을 위한 수정항의 사용이 기지부 근처의 유동을 모사하기에는 부적합함을 보이며, 압축성 난류 유동에 대해서 보다 근본적인 이해가 필요함을 보여주고 있다

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.35 no.7
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• pp.581-585
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• 2007

Sonic arc airfoil derived from the TSD theory is modified to new airfoil shape and its aerodynamic performance in transonic flow is investigated. The numerical simulation using Euler equations for the modified sonic arc airfoil is performed. The numerical results are compared with the aerodynamic performance of NACA0012 airfoil, of supercritical airfoil, and of NACA64A210 airfoil. In the same free stream Mach number of transonic flow, the pressure drag of the modified sonic arc airfoil is smaller than that of NACA0012 airfoil and the lift-drag ratio of the modified sonic arc airfoil is much larger than that of NACA0012 airfoil. In the comparison of the drag-divergence Mach number of transonic flow, the drag-divergence Mach number of the modified sonic arc airfoil is larger than that of NACA64A210 airfoil but is smaller than that of supercritical airfoil.

• Journal of the Korean Ceramic Society
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• v.38 no.6
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• pp.568-574
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• 2001

수정된 기체투과법을 이용하여 다공성 지지체의 기공크기를 평가하였다. 본 연구에서의 수정된 기체투과법은 기공 내에서 유체흐름이 Hagen-Poiseiulle 법칙이 성립하는 영역으로 압력을 조절하여 투과유량을 측정하는 방법을 말한다. 수정된 기체투과법의 적합성 여부는 유체의 Reynolds number 및 기체분자의 평균자유행로를 통해 검토하였다. 다공성 지지체의 유량의 시간변화로부터 대표치를 결정하여 기공크기로 환산하였다. 본 방법에 의해 평가된 다공성 지지체의 기공크기는 30$\mu\textrm{m}$~80$\mu\textrm{m}$ 이었으며, 평균치는 50$\mu\textrm{m}$로 평가되었다. 한편 화상해석법과 비교.분석한 결과 수정된 기체투과법을 통해 평가된 기공은 내부채널의 가장 작은 부분을 나타내는 것으로 확인되었다.

• Proceedings of the KSME Conference
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• 2001.06e
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• pp.430-435
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• 2001

This paper introduces a pressure correction method for microflow computation. Conventional CFD methods with no slip boundary condition fail to predict the rarefaction effect of the wall when simulating gas microflows in the slip-flow regime. Pressure correction method with an appropriate slip boundary condition is an efficient tool in analyzing microscale flows. The present unstructured SIMPLE algorithm adopts both the classical Maxwell boundary condition and Langmuir boundary condition proposed by Myong. The simulation results of microchannel flows show that the proposed method has an effective predictive capability for microscale flows.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.31 no.4
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• pp.8-15
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• 2003

A practical design method for supersonic wings has been developed. The method is based on Takanashi's method that uses integral equations and iterative "residual-correction" concept. The geometry correction is calculated by solving linearized small perturbation equation (LSP) with the difference between garget and objective surface pressure distributions as a boundary condition. In the present method, LSP equation is analytically transformed to integral equations by using the Green's theorem. Design results of an isolated wing and wing-nacelle configurations are presented here.

• Proceedings of the Korean Society of Precision Engineering Conference
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• 2003.10a
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• pp.199-199
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• 2003

• Proceedings of the Korean Society of Rheology Conference
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• 2000.05a
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• pp.74-83
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• 2000

• Nuclear Engineering and Technology
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• v.18 no.3
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• pp.183-193
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• 1986

Full scale HDR containment experiment series pointed out that the previous containment analysis models have a number of shortcomings. One of them is on the calculational model of short term (0~2sec) pressure difference. The pressure differences between subcompartments are dependent on the flow rate, fluid density, head loss coefficient, and flow area ratio. It, however, is not known that any of them is largely attributed to the disagreement of pressure difference between the measured and the calculated values. In this study, the head loss coefficients are expressed with another form to improve the analytic model. The pressure and the pressure difference are evaluated by using COMPARE code with new correlation, and the results show better agreements with experimental values for V.42 test, but overestimate the measured values for V, 43 and underestimate for V.44.