• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제2회(2013년)
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• pp.365-370
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• 2013

현대에 이르러 초음속 운영 영역에서의 항공기에 대한 많은 연구가 진행되고 있으나, 음속 폭음 현상과 충격파 현상에서 야기된 높은 항력 및 연료 효율성 저하로 인하여 그 한계에 부딪치고 있다. Busemann 복엽 익형은 이와 같은 문제를 해결하기 위한 형상이며, 상하 형상에 의한 파동 상쇄효과 및 파동 감소효과를 통해 충격파의 강도와 음속 폭음 효과를 감소시키는 형상이다. 하지만 본 익형은 탈설계 조건에서 항력 계수가 급격하게 증가하는 등의 문제점을 가지고 있다. 본 연구에서는 EDISON_CFD를 이용하여 Busemann 복엽 익형의 주변 유동 특성에 대하여 면밀한 고찰을 수행하였다. 우선 Busemann 복엽 익형의 초기 형상에 대한 유동 조건별 해석을 통하여 탈설계 조건에서의 항력 성능 저하 문제에 대한 고찰을 하였다. 이후 3개의 형상 변수에 대한 매개 변수 연구를 통하여 익형의 각 형상 변수가 탈설계 영역 및 해당 영역에서의 최대 항력 계수에 미치는 영향에 대한 고찰을 수행하였으며, 이를 통하여 기존 형상보다 좁은 탈설계 구간을 가지고, 최대 항력 계수가 약 34.8% 감소한 부스만 복엽 익형을 설계하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권7호
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• pp.581-585
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• 2007

TSD 이론으로 구해진 sonic arc 익형의 형상을 새로운 익형 형상으로 수정하고 천음속 유동에서의 공력 성능을 조사하였다. Euler solver를 이용하여 수정 sonic arc 익형에 대한 수치계산을 수행하고 그 결과를 NACA0012 익형의 공력 성능과 초임계 익형의 공력 성능 그리고 NACA64A210 익형의 공력성능과 비교하였다. 천음속 유동의 같은 자유 유동 마하수에서 수정 sonic arc 익형의 압력 항력은 NACA0012 익형의 압력 항력보다 더 작게 나타났으며 수정 sonic arc 익형의 양항비는 NACA0012 익형의 양항비보다 훨씬 크게 나타났다. 천음속 유동에서의 항력 발산 마하수 비교에서는 수정 sonic arc 익형의 항력 발산 마하수가 NACA64A210 익형의 항력 발산 마하수보다는 크게 나타났지만 초임계 익형의 항력 발산 마하수 보다는 작게 나타났다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.5-8
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• 2003

대부분의 항공기는 이/착륙시 점진적으로 가속/감속되는 유동장에 놓이게 된다. 그러나 이런 유동장에 발생하는 익형 공기역학은 상세히 조사되어 있지 않은 실정이다. 본 연구에서는 수치해석을 이용하여 가속/감속 유동장하에 놓인 익형의 공력특성을 조사하였다. 본 연구에서 얻어진 계산결과는 점진적으로 가속/감속하는 아음속 유동장에 놓인 익형의 항양비와 같은 공력특성을 예측하는데 사용되었다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2007년도 추계 학술대회논문집
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• pp.167-170
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• 2007

In the present paper, wall correction method is reviewed and applied to the numerical experimental results obtained at the wind tunnel condition. The corrected lift coefficient agrees well with the reference data generated from the grid having very far boundary. However the corrected drag coefficient presents some deviation from the reference data.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제2회(2013년)
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• pp.360-364
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• 2013

본 연구에서는 아음속 저 레이놀즈 수에서 NACA0012에 나타난 층류 박리 거품과 천이유동에 대해 연구하였다. 천이유동조건과 완전난류유동 조건에 따른 EDISON 계산 결과 값과 실험값의 공력계수를 비교하였다. 또한, EDISON 계산 결과 값과 Xfoil을 이용하여 나온 결과 값의 천이점 비교를 통해 Xfoil의 천이 모델과 EDISON 천이 모델간의 차이를 비교하였다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제3권1호
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• pp.46-53
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• 1998

An inverse method for the subsonic and transonic airfoil design was developed using the Euler equations. Two testcases were performed. One was a verification of the method using the supercritical airfoil of the Korean mid-sized (100 passengers class) transport aircraft. The other was the design of an airfoil showing a good cruising performance (L/D ratio) in the high subsonic flow regime. These testcases demonstrated the efficiency and the robustness of the design method in the present study.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제5회(2016년)
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• pp.632-637
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• 2016

This study shows what difference would be made to the aerodynamic characteristic with different thickness ratio of the same airfoil, Eppler 387, at low Reynolds number, at the angle of attack of $0^{\circ}$. Konkuk Univ.'s airfoil has a bigger thickness ratio than that of the original Eppler 387 airfoil. The reason for the thicker camber is a Pt 100 ohm heater mounted inside the Konkuk Univ.'s airfoil and this was assumed to make some differences to aerodynamic characteristic. The comparison of these two airfoils' CFD data, provided by EDSION_CFD, with real experiment that had been made in subsonic wind tunnel at Konkuk Univ. is done. A finer result would come out if the complement of the homogeneity of the wind tunnel's fluid is done in the future.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 1998년도 춘계 학술대회논문집
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• pp.61-66
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• 1998

An inverse method for the subsonic and transonic airfoil design was developed using the Euler equations. Two testcases were performed. One was a design of the supercritical airfoil, aiming to be used for the Korean mid-sized (100 passengers class) transport aircraft. The other was the design of an airfoil showing a good cruising performance (L/D ratio) in the high subsonic/transonic flow regimes. These testcases demonstrated the efficiency and the robustness of the developed method.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권5호
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• pp.18-23
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• 2004

한 러 풍동시험 기술협력사업의 일환으로 러시아 TsAGI T-012 풍동에서 KARI가 보유하고 있는 전진익형 항공기 모델에 대한 풍동시험을 수행하였다. Wire-suspension 모델지지부를 사용하고 있는 T-102 시험결과와 KARI 3점지지부 및 2 점지지부 시험결과를 비교하였다. 항력의 경우 KARI 시험결과와 TsAGI T-102 시험결과는 매우 좋은 일치성을 보이고 있다. 조종면에 의한 영향을 비교한 결과 두 기관의 시험결과는 요잉모멘트와 롤링모멘트에서도 매우 좋은 일치성을 보이고있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권4호
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• pp.337-345
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• 2008

연구에서는 NACA4412익형으로 이루어진 주날개에 NACA0012플랩이 장착된 아음속 벽면효과 모형(SWIM)의 날개 표면 3차원 압력 분포를 압력감응페인트를 이용하여 시험적으로 연구하였다. 한국항공우주연구원의 아음속 풍동에서 레이놀즈수 3.1x105의 조건에서 시험 모형의 받음각 변화에 따른 날개 윗면 및 아랫면의 압력 분포를 측정하였다. 그 결과 받음각이 증가함에 따라 날개 윗면에서의 최저 압력 지점이 뿌리에서 끝단으로 이동을 하는 것을 관찰하였고, 날개 끝단의 뒷전에서도 끝단 와류를 일으키는 압력이 매우 낮은 지점도 관찰되었다. 그러나 실속각 이후인 받음각 15도의 경우 끝단 뒷전에서는 압력이 낮은 지점이 계속 관찰되었으나 그 이외의 부분은 스팬 방향 압력 분포가 편평하였다. 압력감응페인트와 더불어 압력공을 사용하여 날개의 코드 방향 2차원 압력분포도 측정 하여 비교하였고 두 시험에서 측정된 각 압력계수들의 차이의 평균은 약 0.077임을 확인하였다.