• 항공우주기술
• /
• 제8권1호
• /
• pp.32-41
• /
• 2009

본 연구에서는 한국형기동헬기(KUH) 주로터 블레이드의 축소 설계를 수행하였다. 축소 모델은 공력하중, 익단 와류 및 소음원 측정 시험을 위해 설계되었다. 실제 로터와 동일한 공력 하중을 모사하기 위하여 마하스케일링 기법이 적용되었다. 마하스케일 모델은 블레이드의 익단 마하수가 동일하며, 정규화된 진동수 또한 동일하다. 즉, 마하스케일된 모델은 공력하중 및 구조동역학적 과점에서 상사된 모델이다. 공기역학적 축소과정은 외형 치수의 축소와 회전수의 증가를 통해 완료된다. 구조동역학적 측면에서는 블레이드 단면 설계를 통해 생성된 강성 및 관성 분포가 실제 로터의 회전고유진동수 분포를 나타내는지 확인하는 과정을 통해 완료된다. 본 연구에서는 국내에서 수급 가능한 복합재 프리프레그를 이용한 블레이드 단면 설계를 수행하고, 설계된 모델의 동역학적 특성을 고찰하였다.

• 대한기계학회논문집B
• /
• 제38권5호
• /
• pp.399-406
• /
• 2014

본 연구에서는 압력면윙렛/흡입면스퀼러형 터빈 동익 팁에 대하여 익렬 하류에서 3차원 유동 및 압력손실을 측정하였다. 팁간극비 h/s = 1.36%에 대하여, 흡입면스퀼러의 높이는 $h_s/s$ = 3.75%로 일정하게 유지하고, 압력면윙렛의 폭은 w/p = 2.64%, 5.28%, 7.92%, 10.55% 등으로 변화시키면서 실험을 수행하였다. 그 결과, 본 연구의 팁은 평면팁 대비 통로와류 영역에서 압력손실의 저감 효과가 매우 뛰어났지만, 팁누설와류 영역에서는 오히려 압력손실을 크게 증가시켰다. 본 연구의 질량평균 압력손실은 평면팁에 비해 크게 낮았지만, 전면스퀼러팁보다는 더 크게 나타났다. 압력면윙렛의 폭이 증가할수록 질량평균 압력손실은 감소하는 경향을 보였다.

• 대한기계학회논문집B
• /
• 제27권12호
• /
• pp.1750-1757
• /
• 2003

This paper describes the flow measurements inside the blade passage of an axial flow fan by using a rotating hot-wire probe sensor from a relative flame of reference fixed to the rotor blades. The validity of fan rotor designed by a streamline curvature equation was performed by the measurement of the three-dimensional flow upstream and downstream of the fan rotor using a 5-hole pitot tube. The vortical flow structure near the rotor tip can be clearly observed by the measurements of a relative velocity and its fluctuation on quasi-orthogonal planes to a tip leakage vortex. Larger vortical flow, which results in higher blockage in the main flow, is formed according to decrease a flow rate. The vortical flow spreads out to the 30 percent span from the rotor tip at near stall condition. In the design operating condition, the tip leakage vortex is moved downstream while the center of the vortex keeps constant in the spanwise direction. Detailed characteristics of a velocity fluctuation with relation to the vortex were also analyzed.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제30권4호
• /
• pp.10-17
• /
• 2002

간접 경계요소법 (비정상패널법)을 사용하여 3차원 날개의 동적 지면효과에 대한 연구를 수행하였다. Green 정리를 사용하여 경계표면에 대한 적분방정식을 얻었다. 일정강도의 용출 및 용흡중첩을 날개표면에 분포시켰고 후류는 일정강도의 용흡중첩으로 나타내었다. 매 시간간격마다 한 행의 후류 패널들이 날개의 후연에서 하류로 대류한다고 가정하였다. 지면효과를 받는 날개의 익단 와류가 날개길이방향으로 이동하였다. 동적 지면효과를 받는 날개가 가지는 공력계수의 진폭 값이 정적 지면효과를 받는 날개의 경우보다 더욱 증가하였다.

• 대한기계학회논문집B
• /
• 제40권10호
• /
• pp.645-651
• /
• 2016

본 연구에서는 압력면익단소익의 폭이 터빈 동익 압력면스퀼러팁 하류의 팁누설유동 및 압력손실에 미치는 영향에 대하여 연구하였다. 팁간극비 h/s = 1.36%에 대하여, 흡입면스퀼러의 높이는 $h_p/s=3.75%$로 일정하게 유지하고, 압력면익단소익의 폭은 w/p = 2.64%, 5.28%, 7.92%, 10.55% 등으로 변화시키면서 실험을 수행하였다. 일반적으로 압력면익단소익의 폭이 증가할수록, 통로와류 영역에서의 압력손실은 감소하였지만 팁누설유동 영역에서는 압력손실이 오히려 증가하였다. 그 결과 익단소익의 폭이 증가할수록, 질량평균 압력손실은 매우 소폭 감소하는 경향을 보였다. 본 연구 결과, 압력면스퀼러팁에 설치된 압력면익단소익은 압력손실 저감에 거의 기여를 하지 못함을 확인할 수 있었다.