• 한국추진공학회지
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• 제13권2호
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• pp.26-34
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• 2009

터빈 익렬 내에서 발생하는 2차유동손실은 터빈 동익 또는 정익렬에서 전체 공기역학적 손실의 30~50%차지하며, 터빈 효율 향상에 있어 개선해야 될 중요한 부분으로 인식되고 있으며, 과거부터 2차유동에 의한 손실을 줄이기 위한 많은 연구들이 수행되었다. 본 논문에서는 2차유동손실을 일으키는 요인 중의 하나인 말굽와류의 강도를 감쇄시키기 위해 일반적인 날개 앞전에 모서리 홈을 설치하였으며, 설치 홈의 높이 및 깊이 등의 형상 변수를 변화시켜가면서 말굽와류의 발생 영역 및 강도의 감쇄 특성 및 구조에 대해 상용코드인 $FLUENT^{TM}$를 이용하여 수치해석적인 방법으로 연구하였다. 그리고 최상의 경우, 기준 모델의 경우보다 전압력 손실이 약 1.55% 감소함을 발견하였다.

• 한국항공운항학회:학술대회논문집
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• 한국항공운항학회 2006년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.100-103
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• 2006

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.349-354
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• 2005

본 연구에서는 초음속 충동형 터빈의 유동특성을 알아보기 위해 소형 초음속 풍동을 설계하였으며 Single pass Schlieren system을 이용하여 유동을 가시화하였다. 실험은 2차원 초음속 노즐과 익렬을 조합하여 블레이드 앞전 형상과 노즐-익렬 간극에 따라 실시하였다. 실험을 통해 충격파를 포함한 복잡한 유동 형태와 노즐-익렬, 충격파-경계층 상호작용 등을 관찰할 수 있었다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제26권11호
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• pp.1552-1558
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• 2002

The blade leading edge is modified to control the secondary flow generated in the turbine cascade with fence by intensifying the suction side branch of the horseshoe vortex. The incompressible Navier-Stokes equations are numerically solved with a high Reynolds number k-$\varepsilon$ turbulence closure model for investigating the vortical flows in the turbine cascade. The computational results of total pressure loss coefficients in the wake region are first compared with experiments for validation. The structure and strength of the passage vortex near the suction surface are examined by testing various geometrical parameters of the turbine blade leading edge.

• 한국전산유체공학회지
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• 제11권4호
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• pp.48-55
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• 2006

A computational study was carried out in order to investigate aerodynamic characteristics on leading edge sweepback angles of Flying-Wing configurations. The viscous-compressible Navire-Stokes equation and Spalart-Allmaras turbulence model of the commercial CFD code were adopted for this computation analysis. This investigation examined aerodynamic characteristics of three different types of leading edge sweepback angles: $30^{\circ}C,\;35^{\circ}C\;and\;40^{\circ}C$. The freestream Mach number was M=0.80 and the angle of attack ranged from ${\alpha}=0^{\circ}C\;to\;{\alpha}=20^{\circ}C$. The results show that the increases in sweepback angle of the Flying-Wing configuration creates more efficient aerodynamic performance.

• 한국가시화정보학회지
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• 제5권2호
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• pp.56-63
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• 2007

Flow visualization and aerodynamic characteristics of delta wings with two different leading edge geometries are investigated by PIV system and wind tunnel balance when the Reynolds number is about based on the freestream velocity and the root chord length. Delta wing models have 65-deg swept angle, and the leading edge shapes are divided into round- and sharp- type. The experimental results indicated that the leading-edge vortex strength and aerodynamic coefficient in the round leading edge are stronger and more, respectively than those in the sharp one. Therefore the flow interactions between vortices and the boundary layer are more desirable or more rapidly swirled in the round-type leading edge.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.297-305
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• 2006

본 논문에서는 터빈의 형상 변수에 따른 부분흡입형 초음속 터빈 손실 특성을 분석하기 위하여 초음속 노즐 형상, 축방향 간극 길이, 로터 앞전의 모서리각에 따른 초음속 터빈내 유동 해석을 실시하였다. 먼저 축방향 간극을 진행하면서 발생하는 유동의 익렬 팁방향의 휘어짐은 초음속 노즐 형상에 크게 영향을 받는다. 다음으로 모서리각은 익렬 앞전에서 발생하는 충격파등의 강도를 결정한다. 마지막으로 축방향 간극에서 발생하는 유동의 확산 및 혼합은 축방향 간극 길이에 크게 영향을 받았다. 따라서 터빈내에서 발생하는 손실 중 유체역학적 손실은 노즐 형상과 로터 앞전의 모서리각에 의해 결정되었으며, 부분 흡입 손실은 노즐 형상 및 축방향 간극 길이에 영향을 받았다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권7호
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• pp.105-112
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• 2002

높은 받음각 상태에 있는 연장된 앞전을 갖는 편요된 삼각날개 주위의 와류 유동 특성에 대하여 날개 윗면에서의 압력 측정을 통하여 연구하였다. 본 연구에서는 와류 유동의 물리적 현상, 특히 높은 받음각 상태에서 받음각과 옆미끄럼각이 날개 형상 주위의 공력 특성에 미치는 영향에 중점을 두었다. 실험 데이터로부터 LEX 와류가 날개와류에 유익한 효과를 부여함을 명확하게 알 수 있었다. 이는, 작은 옆미끄럼각 상태에서는 비교적 높은 받음각에 이르기까지 와류의 붕괴 없이 날개와류를 안정화시킴을 알 수 있다. 특정 범위의 받음각과 옆미끄럼각 상태에서는 롤링 모멘트가 역전되는 흥미로운 유동 현상을 관찰할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권12호
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• pp.1184-1191
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• 2009

스마트 무인기 익형 주위의 유동 구조를 파악하고 이를 바탕으로 synthetic jet을 이용하여 천이 비행 모드에서의 수익하중 감소 여부를 파악하였다. 스마트 무인기의 실제 비행 모드에서의 유동 구조를 분석하여 앞전 및 뒷전에서 발생하는 와류에 의해서 수익하중이 크게 증가함을 밝혔다. 이에 앞전과 뒷전에서 발생하는 유동의 박리를 효과적으로 제어하기 위하여 Part 1의 결과를 바탕으로 0.01c, $0.95c_{flap}$ 지점에 jet을 위치시키고 각각 무차원 주파수(F+)를 0.5, 5로 작동시켜 그에 따른 유동구조 변화와 항력 감소율을 알아보았다. 그 결과 천이 비행 모드에서의 유동 제어를 위해서는 앞전에 위치한 jet만을 작동시킬 경우 가장 효과적으로 수익하중을 감소시킬 수 있음을 밝혔다. 이에 정지 비행 모드에서 뿐만 아니라 천이 비행 모드에서 synthetic jet을 이용하여 유동을 제어한다면 스마트전 비행 모드에서의 비행성능과 안정성을 동시에 향상시킬 수 있을 것이다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권12호
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• pp.1173-1183
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• 2009

스마트 무인기 익형 주위의 유동 구조를 파악하고 이를 바탕으로 synthetic jet을 이용하여 정지 비행 모드에서의 수익하중 감소 여부를 파악하였다. 스마트 무인기의 실제 비행 모드에 대하여 유동 구조를 분석하여 앞전 및 뒷전에서 발생하는 와류에 의해서 수익 하중이 크게 증가함을 밝혔다. 이에 앞전과 뒷전에서 발생하는 유동의 박리를 제어하기 위하여 0.01c, $0.3c_{flap}$, $0.95c_{flap}$ 위치에 jet을 위치시켰다. 또한 무차원 주파수(F+)의 변화에 따른 유동 구조 변화와 항력 감소율을 알아보았다. 그 결과, 와류의 유동 구조를 변화시켜 앞전과 뒷전에서 발생하는 거대한 와류의 박리 주기를 짧게 하고 와류의 크기를 감소시켜 정지 비행 모드에서 수익 하중을 효과적으로 감소시킬 수 있었다.