• 대한기계학회논문집B
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• 제29권8호
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• pp.956-962
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• 2005

A three-dimensional computation was conducted to make a study about effects of the inlet boundary layer thickness on the total pressure loss in a low-speed axial compressor operating at the design condition ($\phi=85\%$) and near stall condition($\phi=65\%$). Differences of the tip leakage flow and hub corner-stall induced by the inlet boundary layer thickness enable the loss distribution of total pressure along the span to be altered. At design condition, total pressure losses for two different inlet boundary layers are almost alike in the core flow region but the larger loss is generated at both hub and tip when the inlet boundary layer is thin. At the near stall condition, however, total pressure loss fer the thick inlet boundary layer is found to be greater than that for the thin inlet boundary layer on most of the span except the region near hub and casing. Total pressure loss is scrutinized through three major loss categories in a subsonic axial compressor such as profile loss, tip leakage loss and endwall loss using Denton's loss model, and effects of the inlet boundary layer thickness on the loss structure are analyzed in detail.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2000년도 춘계학술대회논문집B
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• pp.853-858
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• 2000

The working fluid from the combustor to the turbine stage of a gas turbine makes various boundary layer thickness. Since the inlet boundary layer thickness is one of the important factors that affect the turbine efficiency. It is necessary to investigate secondary flow and loss with various boundary layer thickness conditions. In the present study, the effect of various inlet boundary layer thickness on secondary flow and loss and the proper height of the boundary layer fences for various boundary layer thickness were investigated. Measurements of secondary flow velocity and total pressure loss within and downstream of the passage were taken under 5 boundary layer thickness conditions, 16, 36, 52, 69, 110mm. It was found that total pressure loss and secondary flow areas were increased with increase of thickness but they were maintained almost at the same position. At the fellowing research about the boundary layer fences, 1/6, 1/3, 1/2 of each inlet boundary layer thickness and 12mm were used as the fence heights. As a result, it was observed that the proper height of the fences was generally constant since the passage vortex remained almost at the same position. Therefore once the geometry of a cascade is decided, the location of the Passage vortex and the proper fence height are appeared to be determined at the same time. When the inlet boundary layer thickness is relatively small, the loss caused by the proper fence becomes bigger than endwall loss so that it dominates secondary loss. In these cases the proper fence hight is decided not by the cascade geometry but by the inlet boundary layer thickness as previous investigations.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2001년도 춘계학술대회논문집D
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• pp.765-770
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• 2001

The objective of the present study is to investigate the effects of the various inlet boundary layer thickness on convective heat transfer distribution in a turbine cascade endwall and blade suction surface. In addition, the proper height of the boundary layer fences for various inlet boundary layer thickness were applied to turbine cascade endwall in order to reduce the secondary flow, and to verify its influence on the heat transfer process within the turbine cascade. Convective heat transfer distributions on the experimental regions were measured by the image processing system. The results show that heat transfer coefficients on the blade suction surface were increased with an augmentation of inlet boundary layer thickness. However, in a turbine cascade endwall, magnitude of heat transfer coefficients did not change with variation of inlet boundary layer thickness. The results also present that the boundary layer fence is effective in reducing heat transfer on the suction surface. On the other hand, in the endwall region, boundary layer fence brought about the subsidiary heat transfer increment.

• 대한기계학회논문집
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• 제12권5호
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• pp.1189-1196
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• 1988

본 연구에서는 내경이 각각 8.5mm와 10.3mm이며 무차원길이가 각각 710과 1158인 두 개의 시험관을 사용하는 유동장치를 제작하여 시험관 입구에서부터 유체역 학적 경계층(hydrodynamic boundary layer)과 열적 경계층(thermal boundary layer)이 동시에 발달하기 시작하는 경계조건을 형성하고 관벽에서 일정한 열 플럭스(constant heat flux)를 발생하는 조건을 부여하였다. 퇴화현상(degradation)에 대하여 비교적 안정성을 가진 폴리아크라마이드(polyacrylamide) Separan Ap273을 수도물에 용해하여 제조한 폴리머용액으로 유동특성과 열전달특성을 실험하여 열적입구길이와 열전달특성 을 규명하고자 한다.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 2004년도 유체기계 연구개발 발표회 논문집
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• pp.419-426
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• 2004

A three-dimensional computation was conducted to understand effects of the inlet boundary layer thickness on the loss mechanism in a low-speed axial compressor operating at the design condition(${\phi}=85\%$) and near stall condition(${\phi}=65\%$). At the design condition, the flow phenomena such as the tip leakage flow and hub comer stall are similar independent of the inlet boundary layer thickness. However, when the axial compressor is operating at the near stall condition, the large separation on the suction surface near the casing is induced by the tip leakage flow and the boundary layer on the blade for thin inlet boundary layer but the hub corner stall is enlarged for thick inlet boundary layer. These differences of internal flows induced by change of the boundary layer thickness on the casing and hub enable loss distributions of total pressure to be altered. When the axial compressor has thin inlet boundary layer, the total pressure loss is increased at regions near both casing and tip but decreased in the core flow region. In order to analyze effects of inlet boundary layer thickness on total loss in detail, using Denton's loss models, total loss is scrutinized through three major loss categories in a subsonic axial compressor such as profile loss, tip leakage loss and endwall loss.

• 대한기계학회논문집B
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• 제29권8호
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• pp.948-955
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• 2005

A three-dimensional computation was conducted to understand effects of the inlet boundary layer thickness on the internal flow in a low-speed axial compressor operating at the design condition($\phi=85\%$) and near stall condition($\phi=65\%$). At the design condition, the flows in the axial compressor show, independent of the inlet boundary layer thickness, similar characteristics such as the pressure distribution, size of the hub comer-stall, tip leakage flow trajectory, limiting streamlines on the blade suction surface, etc. However, as the load is increased, the hub corner-stall grows to make a large separation region at the junction of the hub and suction surface for the inlet condition with thick boundary layers at the hub and casing. Moreover, the tip leakage flow is more vortical than that observed in case of the thin inlet boundary layer and has the critical point where the trajectory of the tip leakage flow is abruptly turned into the downstream. For the inlet condition with thin boundary layers, the hub corner-stall is diminished so it is indistinguishable from the wake. The tip leakage flow leans to the leading edge more than at the design condition but has no critical point. In addition to these, the severe reverse flow, induced by both boundary layer on the blade surface and the tip leakage flow, can be found to act as the blockage of flows near the casing, resulting in heavy loss.

• 한국추진공학회지
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• 제21권3호
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• pp.49-55
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• 2017

가스터빈엔진의 성능시험을 위한 엔진 입구덕트를 1D 기법으로 Sizing 하였으며, 압축기 입구유동측정면(AIP, Aerodynamic interface plane)에서 경계층 두께를 최소화하고, 코어부 마하수분포가 균일하도록 설계하였다. 노즈콘 형상은 Haack-series 모델을 적용하고, 덕트 안쪽과 바깥쪽 면적변화율이 동일하도록 입구덕트 채널 바깥반경($r_o$)를 결정하여 설계목적을 구현하고자 하였으며, 이러한 형상이 설계목표에 부합하는지 확인하기 위하여 CFD를 수행하였다. AIP면에서 정압력분포는 최대값과 최소값 차이가 0.16% 이었으며, 마하수분포에서 경계층은 덕트반경 길의 2% 이내로 설계목표를 만족하였다. 이때 균일유동 코어부는 채널높이의 95% 이상이었다. 또한 입구유동의 전온도를 측정하기 위한 키엘 전 온도레이크 위치는 온도 회복계수가 최대화 되도록 마하수가 0.1 이하 지역인 노즈콘 전방 100 mm 이내이어야 함을 확인하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제34권10호
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• pp.917-923
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• 2010

3 차원 표면조도의 영향을 조사하기 위하여 규칙적으로 배열된 3 차원의 입방형 표면조도를 갖는 난류경계층을 직접수치모사하였다. 표면조도는 주 유동방향과 횡 방향으로 각각 8k 과 2k 의 주기를 갖도록 배열되었으며 표면조도의 크기 (k)는 입구 운동량 두께(${\theta}_{in}$)의 1.5 배이다. 주 유동 방향을 따라 공간 발달하는 3 차원 표면조도 위의 난류특성을 2 차원의 막대형표면조도에서의 결과와 비교하였다. 2 차원 표면조도와 마찬가지로 3 차원 표면조도의 경우에도 조도저층 뿐만 아니라 바깥영역에서 표면조도의 영향이 존재하였으며 이러한 결과는 주 유동 방향의 표면조도의 주기와 사각형의 면에 의한 막음현상이 2 차원의 표면조도와 마찬가지로 크게 나타나기 때문인 것으로 판단된다.

• 유변학
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• 제11권2호
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• pp.159-167
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• 1999

샌드위치 사출성형 공정은 기존의 사출성형 공정이 가지지 못하는 여러 장점들로 인해 최근 산업적으로 주목 받고 있는 고분자 가공 공정이다. 이 공정의 해석적인 접근은 거의 불가능하므로, 본 연구에서는 수치모사를 통해서 샌드위치 사출성형의 충전 공정을 연구하였다. 수치모사는 기본적으로 유한요소법을 사용하였고 Flow Analysis Network(FAN)/관할체적(Control Volume)법 등을 함께 이용하였다. 그리고 skin polymer의 선단을 확인할 수 있는 기존의 충전율 변수와 함께 skin polymer와 core polymer의 경계를 표시하는 새로운 충전율 변수를 도입하였고 이것을 이용하여 core polymer의 선단을 추적하였다. 새로운 충전율 변수는 두께 방향으로 온도장을 풀기 위해 나눈 각 층에서 정의되었다. 수치모사에 사용된 skin polymer와 core polymer로는 물성이 다른 두 고분자 물질을 주입시켜서 나타나는 충전 형태를 비교했다. 즉, 점도 상수, power-law 지수 등과 같은 유변 물성이 다른 두 고분자 물질을 충전시키기 위해 공정상 필요한 입구에서의 압력 등을 계산했으며 나중에 들어가게 되는 core polymer의 충전 완료 후 금형 내에서의 두께 방향과 흐름 방향으로의 분포 등을 구하였다. 또한 실제 공정 상에서 가공조건에 해당되는 switchover time과 벽 온도 등의 조건을 바꿔가면서 수치모사를 진행하였다. 사례 연구를 통하여 얻어진 물성과 가공 조건에 따른 core polymer의 충전 형태와 입구에서의 압력 등은 샌드위치 사출성형의 산업적 이용에 매우 유용하게 사용될 수 있다.

• 한국해양학회지:바다
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• 제4권3호
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• pp.188-197
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• 1999

해수에서 퇴적층으로 향하는 우라늄 제거 과정과 플럭스를 연구하기 위해 1996년 10월 16일과 1997년 8월 25일에 천수만 입구지역에서 공극수와 해저상자(benthic chamber, BC) 내부시료를 채취하였다. 공극수로부터 추정된 우라늄 플럭스는 해수~퇴적물 경계면에서 0.112~0.566 mg/$m^2yr$ 이었으며, 해수에서 퇴적물로 제거되는 양상을 보였다. 황해 전체로는 $4.3{\sim}21.5{\times}10^7$ g/yr의 우라늄이 제거되며 이는 전지구적 제거 플럭스의 0.4~2.2%에 달하는 값이다. 같은 방법으로 추정된 영양영 플럭스는 암모니아성 질소 135.6 mmol/$m^2yr$, 질산성 질소 228.2 mmol/$m^2yr$, 인산염 36.8 mmol/$m^2yr$, 그리고 규산염 23.9 mmol/$m^2yr$로 공극수에서 저층 해수로 용출되고 있다. 공극수중 질산성 질소와 퇴적물 망간의 수직 분포도로부터 산화환원 경계층이 퇴적물 표충하 3~5 cm 깊이에 존재함을 추정할 수 있었다. BC를 이용한 인산염 플럭스는 28.5 mmol/$m^2yr$로서 공극수를 통한 추정값과 비슷하였다. 반면에 BC를 이용한 우라늄과 규산염 플럭스 추정치는 공극수에 의한 값보다 두 자릿수 정도로 큰 값을 나타내었다. 공극수내 농도 분포로부터 추정된 우라늄과 영양염의 플럭스 추정치가 BC를 통한 추정치보다 더욱 신뢰도가 높다고 판단된다.