• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.211-214
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• 2011

본 연구에서는, step을 적용한 추력 노즐 내부 유동장의 횡력 특성을 조사하기 위하여 수치해석적 연구를 수행하였다. 비정상, 축대칭, 압축성 N-S 방정식을 유한 체적법으로 이산화 하였으며, SST k-${\omega}$ 난류모델을 적용하였다. 엔진 정지과정을 모사하기 위하여, NPR은 100~10로 변화시켜 계산 하였다. 본 연구의 결과로 박리점 및 마하디스크 위치는 구동 압력비에 크게 의존하며, 또한 step의 적용이 횡력 특성에 지대한 영향을 미칠 수 있음을 알았다.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 2002년도 유체기계 연구개발 발표회 논문집
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• pp.337-345
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• 2002

The present study addresses a computational result of unsteady gas flow through a critical nozzle. The axisymmetric, unsteady, compressible, Wavier-Stokes equations are solved using a finite volume method that makes use of the second order upwind scheme for spatial derivatives and the multi-stage Runge-Kutta integral scheme for time derivatives. The steady solutions of the governing equation system are validated with the previous experimental data to ensure that the present computational method is valid to predict the critical nozzle flows. In order to simulate the effects of back pressure fluctuations on the critical nozzle flows, an excited pressure oscillation with an amplitude and frequency is assumed downstream of the exit of the critical nozzle. The results obtained show that for low Reynolds numbers, the unsteady effects of the pressure fluctuations can propagate upstream of the throat of critical nozzle, and thus giving rise to the applicable fluctuations in mass flow rate through the critical nozzle, while for high Reynolds numbers, the pressure signals occurring at the exit of the critical nozzle do not propagate upstream beyond the nozzle throat. For very low Reynolds number, it is found that the sonic line near the throat of the critical nozzle remarkably fluctuateswith time, providing an important mechanism for pressure signals to propagate upstream of the nozzle throat, even in choked flow conditions. The present study is the first investigation to clarify the unsteady effects on the critical nozzle flows.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권2호
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• pp.99-110
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• 2010

강한 압축성을 갖는 유동의 DES 해석에서, 일반적인 경험상수 $C_{DES}$ 값 0.65를 사용할 경우 경계층 내에서 인위적으로 LES 모드로 수행된다. 본 연구에서는 S-A DES 모델에서 RANS 모드 보호를 위하여 사용되는 난류 길이와 벽거리 비의 분포 함수를 이용한 $C_{DES}$의 동적 결정 방법을 제시하였다. 동적 $C_{DES}$ 결정식을 초음속 기저 유동장에 적용한 결과 다른 모델 상수를 사용한 기존의 연구 결과에 비하여 우수한 예측을 보여주었다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2002년도 학술대회지
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• pp.161-164
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• 2002

In the present study, a passive control method, using the porous wall and cavity system, is applied to the shock wave/boundary layer interactions in transonic moist air flow. The two-dimensional, unsteady, compressible Navier-Stokes equations, which are fully coupled with a droplet growth equation, are solved by the third-order MUSCL type TVD finite difference scheme. Baldwind-Lomax turbulence model is employed to close the governing equations. In order to investigate the effectiveness of the present control method, the total pressure losses of the flow and the time-dependent behaviour of shock motions are analyzed in detail. The computed results show that the present passive control method considerably reduces the total pressure losses due to the shock/boundary layer interaction in transonic moist air flow and suppresses the unsteady shock wave motions over the airfoil, as well. It is also found that the location of the porous ventilation significantly influences the control effectiveness.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2003년도 추계학술대회
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• pp.484-489
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• 2003

The mass flow rate of gas flow through critical nozzle depends on the nozzle supply conditions and the cross-sectional area at the nozzle throat. In order that the critical nozzle can be operated at a wide range of supply conditions, the nozzle throat diameter should be controlled to change the flow passage area. This can be achieved by means of a variable critical nozzle. In the present study, both experimental and computational works are performed to develop variable critical nozzle. A cone-cylinder with a diameter of d is inserted into conventional critical nozzle. It can move both upstream and downstream, thereby changing the cross-sectional area of the nozzle throat. Computational work using the axisymmetric, compressible Navier-Stokes equations is carried out to simulate the variable critical nozzle flow. An experiment is performed to measure the mass flow rate through variable critical nozzle. The present computational results are in close agreement with measured ones. The boundary layer displacement and momentum thickness are given as a function of Reynolds number. An empirical equation is obtained to predict the discharge coefficient of variable critical nozzle.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 2002년도 유체기계 연구개발 발표회 논문집
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• pp.331-336
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• 2002

Recently the critical nozzles with small diameter are being extensively used to measure mass flow in a variety of industrial fields and these have different configurations depending on operation condition and working gas. The curvature radius of the critical nozzle throat is one of the most important configuration factors promising a high reliability of the critical nozzle. In the present study, computations using the axisymmetric, compressible, Navier-Stokes equations are carried out to investigate the effect of the nozzle curvature on critical flows. The diameter of the critical nozzle employed is D=0.3mm and the radius of curvature of the critical nozzle throat is varied in the range from 1D to 3D. It is found that the discharge coefficient is very sensitive to the curvature radius(R) of critical nozzle, leading to the peak discharge coefficient at R = 2.0D and 2.5D, and that the critical pressure ratio increases with the curvature radius.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2003년도 춘계학술대회
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• pp.1730-1735
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• 2003

The plume-induced shock wave is a complex phenomenon, consisting of plume-induced boundary layer separation, separated shear layer, multiple shock waves, and their interactions. The knowledge base of plume interference effect on powered missiles and flight vehicles is not yet adequate to get an overall insight of the flow physics. Computational studies are performed to better understand the flow physics of the plume-induced shock and separation particularly at high plume to exit pressure ratio. Test model configurations are a simplified missile model and two rounded and porous afterbodies to simulate moderately and highly underexpanded exhaust plumes at the transonic/supersonic speeds. The result shows that the rounded afterbody and porous wall attached at the missile base can alleviate the plume-induced shock wave phenomenon, and improve the control of the missile body.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제3회(2014년)
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• pp.521-526
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• 2014

현대에 이르러 초경량 무인 비행기에 대한 많은 연구가 진행되고 있다. 이러한 비행체는 저레이놀즈수 영역에서 사용되는 특성으로 인해, 경계층 내에서 박리현상과 난류영역으로의 천이 등과 같은 여러 복합적인 현상을 발생시킴으로써 비행체의 공력특성에 큰 영향을 미친다. Bumpy Airfoil은 저레이놀즈수 유동에서의 이와 같은 문제를 해결하기 위해 제안된 익형이다. 따라서 본 논문은 전산열유체해석 프로그램인 EDISON_전산열유체를 이용하여 Bumpy Airfoil 형상에 대한 공력특성을 연구하였고, 발생하는 양항비를 원 익형과 비교하였다. 비압축성 조건 내에서, 공력 성능 향상을 위한 Bumpy Airfoil의 형상 변수로 Bump 개수와 높이를 선정하여 받음각에 따른 유동장을 분석하고 양항비를 수치해석 및 고찰하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.109-112
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• 2004

최근에 유체적 순유동과 역유동 개념을 이용한 추력 벡터법은 추진 비행체의 조종성을 향상시키는 것뿐만 아니라 꼬리날개로 발생하는 공기역학적 항력을 감소시키기 때문에 많은 관심을 받고 있다. 그러나 유체적 추력벡터 제어법은 유동장이 충격파와 경계층의 상호작용, 박리, 강한 비정상성 등과 같은 매우 복잡한 물리현상을 포함하고 있기 때문에 비행체의 설계에 적용하기가 매우 어렵다. 유체적 순유동과 역유동 개념을 이용한 효율적인 추력벡터 제어법을 얻기 위한 지금까지의 연구들이 미비한 실정이며 실제적용을 위해 체계적인 연구가 필요하다. 본 연구에서는 유체적 순유동과 역유동 개념을 이용한 추력벡터 제어법의 제어 효과를 연구하기 위해 수치적 연구가 수행되었다. 주어진 압력비에 대해, 추력편향각은 주제트의 5퍼센트 미만의 임의 흡입유량에서 최대 값을 가진다. 보다 긴 collar를 적용하는 경우, 같은 편향각은 보다 작은 흡입유량으로 가능하였다.

• 한국지반환경공학회 논문집
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• 제12권11호
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• pp.5-12
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• 2011

연약지반은 지반강도가 낮으므로 공학적 문제점 개선방법에 대해 많은 연구가 수행되어 왔다. 대상현장은 연약지반의 압밀침하에 대해 안정성을 확보하기 위해 경량성토제인 EPS를 시공하였다. 그러나 포장층의 침하와 경계석의 파손 등 안정성에 문제점이 발생하였으며, 조사결과 현재높이가 설계높이보다 1m 이상 압축된 것으로 나타났다. 분석결과 상재하중에 영향을 받는 EPS가 설계 및 시공당시 상부 지반층 및 교통 하중이 과다하게 적용된 것으로 나타났다. 따라서 본 연구에서는 연약지반에 EPS가 시공된 현장의 고성토로 인한 문제점을 분석하고, 합리적인 대책공법을 제시한 사례를 소개함으로서 EPS 설계 및 시공 시 유의점을 제시하고자 한다.