• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers B
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• v.37 no.4
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• pp.415-421
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• 2013

This study describes the aerodynamic design procedure for the axial turbines of a small heavy-duty gas turbine engine being developed by Doosan Heavy Industries. The design procedure mainly consists of three parts: namely, flowpath design, airfoil design, and 3D performance calculation. To design the optimized flowpath, through-flow calculations as well as the loss estimation are widely used to evaluate the effect of geometric variables, for example, shape of meridional plane, mean radius, blades axial gap, and hade angle. During the airfoil design procedure, the optimum number of blades is calculated by empirical correlations based on the in/outlet flow angles, and then 2D airfoil planar sections are designed carefully, followed by 2D B2B NS calculations. The designed planar sections are stacked along the spanwise direction, leading to a 3D surfaced airfoil shape. To consider the 3D effect on turbine performance, 3D multistage Euler calculation, single row, and multistage NS calculations are performed.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 1999.05a
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• pp.131-136
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• 1999

박리를 수반하는 진동하는 이차원 익형 주위의 비정상 유동장에 대해 SST 난류 모델을 이용하여 해석을 수행하였다. SST 모델은 정상 유동장 해석에서 기존의 난류 모델에 비해 우수한 성능을 보인다고 알려져 있으나 큰 박리영역에서 공력 계수의 진동 현상을 보이는 등 비정상 유동장 해석에 문제점을 보이고 있다. 본 논문에서는 이러한 공력 계수의 진동 현상이 SST 모델을 이차원으로 확장하는 과정에서 발생한 것임을 밝히고 이에 대한 보완을 통하여 수정된 SST 모델을 제시하고자 한다. SST 모델의 기본이 되었던 BSL 모델 및 SST 모델, 수정된 SST 모델을 사용하여 정상 유동장과 비정상 유동장 해석을 수행하여 각 모델의 난류 유동장 해석 특성을 비교하고 이를 통하여 수정된 SST 모델이 박리를 수반하는 비정상 유동장 해석에서 원래의 SST 모델에 비해 향상된 결과를 나타남을 알 수 있었다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.10a
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• pp.10-10
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• 1998

천음속 익형에서 발생하는 응축충격파와 경계층의 간섭을 피동제어 하여 항력감소에 대한 연구를 2.5$\times$7$\textrm{cm}^2$ 천음속 풍동에서 수행하였다. 익형표면에 설치한 정압공으로 정압을, 익형후방에 설치한 8개의 Pitot probe로 전압을 동시에 측정하여 충격파를 통한 에너지의 손실과 항력의 변화를 계산하였고, 또한 유동장과 충격파의 형상을 가시화하기 위해 슈리렌 가시화 시스템을 사용하였다. 실험은 NACA 0012 익형에서 기공률 변화에 따른 피동제어의 항력감소 초과를 조사한 다음 NACA 64-018 익형에서는 기공률과 공동의 크기의 변화가 미치는 효과를 연구하였다. 피동제어의 개념은 충격파가 발생하는 하부벽을 다공벽으로 만들고 그 아래를 공동으로 만들면 충격파 후방의 상대적으로 높은 압력이 기류의 일부를 공동으로 자연스럽게 유입시키고 다시 공동에서 낮은 압력의 충격파 상류로 유출시키는 것이다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.34 no.8
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• pp.8-15
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• 2006

Separation control has been performed using the multi-array/multi-location synthetic jet on NACA23012 at high angle of attack. The flow control using single synthetic jet shows that stall characteristics can be substantially improved with delayed separation point. Theses results show the characteristic of unsteady flow of single synthetic jet. Beside, we researched on multi-array synthetic jet to obtain applicable synthetic jet velocity. Multi-location synthetic jet is proposed to eliminate small vortex on suction surface of airfoil. With the results, we concluded that the flow around airfoil is stable by high frequency synthetic jet with elimination of small vortex and confirmation of stable flow. Moreover, performance of multi-array/multi-location synthetic jet can be improved by changing phase angle of multi-location synthetic jet.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.5 no.2
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• pp.8-15
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• 2001

In the continuing quest for increased turbomachinery efficiency, the part played by blade profile shape remains crucial. The application of a heated thin metallic film with CTA(constant temperature anemometer) to the measurements of the laminar and turbulent boundary layer behavior(shock-boundary layer-interaction) in a transonic wind tunnel. Results of measurements with hot-film sensors on transonic compressor blades are extremely difficult to interpret because of ambiguous probe signals due to the complexity of the local flow pattern. In order to get the explicit information and give the designer to interpret characteristic signals from hot-film probes, a method was developed by comparing the results with other measuring technic results.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 2011.05a
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• pp.331-336
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• 2011

The flow fields over multi-element airfoils with lift-enhancing flat-plate tabs were numerically investigated. Common choice of the height of the lift-enhancing tabs usually ranges from 0.25% to 1.25% of the reference airfoil chord, and in this study the effect of the position of the tab with l%-chord height was studied by varying the distance of the tab from the trailing edge ranging from 0.5% to 2% of the reference chord. In this paper, the effects of lift-enhancing tabs with various position were studied at a constant Reynolds number on a two-element airfoil with a slotted flap. Computed streamlines show that the additional turning caused by the tab reduces the amount of separated flow on the flap.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2016.03a
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• pp.541-547
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• 2016

본 연구에서는 Slotted flap을 장착한 WIG선(Wing In Ground effect ship)에서 발생하는 진동을 최소화하기 위해 WIG선의 공력특성을 수치적으로 분석하고 그에 따라 플랩 형상에 대하여 최적화를 진행하였다. 주 익형에 대한 형상은 NACA 4412로 고정한 상태에서 플랩의 각도와 x, y좌표를 설계변수로 설정하였으며, 그에 따라 설정한 평균 $C_L$값을 유지하면서 진동의 진폭 크기가 작아지도록 제한 조건 및 목적 함수를 설정하였다. 최적화된 익형에서 플랩과 주 익형 사이에서 분출되는 유체는 코안다 효과의 영향을 받아 플랩 윗부분을 타고 흐른다. 이로 인해 진동에 결정적인 영향을 미치는 박리영역이 억제되었으며, 진동이 최소화 되었다. 결론적으로 플랩의 최적화를 통하여 기본 설계 익형에서 89%의 진동이 저감되는 것과 동시에 Lift/Drag 96.2로 기본 설계 익형에 비해 4.1배 향상되었다.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2014.03a
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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.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.37 no.11
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• pp.1055-1065
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• 2009

In this study, stability analysis of boundary layers on airfoils is performed by using parabolized stability equations(PSE). Boundary layer edge conditions are obtained by compressible inviscid flow calculations. Mean velocity and temperature profiles of the laminar boundary layer are obtained by solving compressible boundary layer equations in generalized curvilinear coordinates with fourth order accuracy in the wall normal direction. Laminar mean flow profiles are used as input data for PSE to investigate growth rates of disturbances and stability characteristics. For the cases of boundary layer on NACA0012 and HSNLF(1)-0213 airfoils at Mach number 0.5, growth rates with respect to disturbance frequencies and profiles of disturbance amplitude are investigated. The effect of angle of attack on stability characteristics are examined at both upper and lower surfaces. The neutral stability curves, effect of Mach number and effect of airfoil section shapes are also analyzed.

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers A
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• v.41 no.2
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• pp.87-94
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• 2017

Because the cavitation flow driven by an underwater propeller corrodes the materials around it and generates a high level of noise, it has become an important topic in engineering research. In this study, computational fluid dynamics techniques are applied to simulate cavitation flow, and the noise in the flow is predicted by applying the acoustic analogy to the predicted flow. The predicted results are compared with measurement results and other predictions in terms of surface pressure distribution and the temporal variation in liquid volume fraction. The predicted results are found to be in good agreement with the measured results. The source of the noise attributed to the time rate of change in the liquid volume fraction around the hydrofoil is modeled as a monopole source, and the source of the noise due to unsteady pressure perturbations on the hydrofoil surface is modeled as a dipole source. Then the predicted noise results are analyzed in terms of directivity and SPL spectrum. The noise caused by unsteady pressure perturbations was dominant in the entire frequency range considered in the study.