• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2005년도 추계 학술대회논문집
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• pp.45-47
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• 2005

We have investigated the mixing behavior of a tubular heat exchanger reactor using CFD and compared its mixing performance with different type of reactors such as jet mixer and continuous stirred tank reactor (CSTR). The mixedness in each reactor was quantified introducing a statistical average value, the coefficient of variation (CoV), which is a normalized standard deviation of concentration of a component over the whole fluid domain. Through the analysis of the flow pattern and turbulent energy distribution, we suggested a simple but effective way to improve the mixing performance of the tubular heat-exchanger reactor, which include the addition of the internals and/or the increase of the recycle flow rate. It was found that the CoV value of the tubular reactor could be nearly equivalent to that of CSTR by applying those two alternatives suggested here.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2010년 춘계학술대회논문집
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• pp.308-314
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• 2010

In this study, NASA test model with four cruciform fins is utilized to validate the in-house code. Sur face pressure distribution and aerodynamic coefficients are compared with experimental data. Through extensive validation work, it is verified that the code has capability to predict aerodynamic characteristics of missile configuration. In inviscid analysis through a relatively low computational time, analysis result close to experimental data can be confirmed. However, at high angle of attack more than 20 degree, the accuracy of analysis is gradually decreased due to massive separation. In addition, it has been seen that Reynolds number, turbulence model and numerical method have effects on body vortices and aerodynamic characteristics.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 학술대회
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• pp.256-261
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• 2008

A CFD analysis of helicopter flowfield in forward flight is considered as non-trivial issue because of the complexity of vorticity-dominated flowfield. In this work, a study on the selection of the proper location for the installation of the Pitot probe is conducted using a CFD code which can deal with the interaction of rotor blade vortex and body. To describe the flow patterns for rotating rotor blades and body, the sliding mesh scheme is utilized. Pressure distributions and flow patterns are also analyzed to identify regions free from the interaction of body and wake induced from rotor blades.

• 한국전산유체공학회지
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• 제2권1호
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• pp.73-83
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• 1997

이 논문은 최근에 개발된 네가지 종류의 고차 유계 대류항 처리법인 SOUCUP, HLPA, SMARTER 그리고 COPLA 해법들을 비교 분석한다. 모든 해법들을 실제적인 공학적인 문제에의 적용을 위하여 비균일, 비직교 좌표에 공식화 하였다. 해법들의 상대적인 검증을 위하여 여러 가지 종류의 시험 문제들에 적용하여 검증하였다. 수치실험의 결과는 시험한 4종류의 해법들이 유계성을 만족하고 고차 해법의 정확도를 유지하는 것으로 나타났다. HLPA, SMARTER와 COPLA 해법들은 거의 같은 정도의 해의 정확성을 보였으며, SCOCUP 해법은 조금 부정확한 것으로 나타났다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년 추계학술대회논문집
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• pp.256-261
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• 2008

A CFD analysis of helicopter flowfield in forward flight is considered as non-trivial issue because of the complexity of vorticity-dominated flowfield. In this work, a study on the selection of the proper location for the installation of the Pitot probe is conducted using a CFD code which can deal with the interaction of rotor blade vortex and body. To describe the flow patterns for rotating rotor blades and body, the sliding mesh scheme is utilized. Pressure distributions and flow patterns are also analyzed to identify regions free from the interaction of body and wake induced from rotor blades.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2011년 춘계학술대회논문집
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• pp.373-378
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• 2011

As the number of deeply-underground subway station(DUSS) increases, the safety measures for DUSS have been requested. In this research, Shingumho station (The line # 5, Depth: 46m) has been selected as case-study for the analysis of smoke-spread speed with the different fire strength. Field test data measured for actual fan in DUSS was applied as a condition of a simulation. The whole station was covered in this analysis and total of 4 million grids were generated for this simulation. The fire driven flow was analyzed case by case to compare the smoke-spread effect according to the fire strength. in order to enhance the efficiency of calculation, parallel processing by MPI was employed and large eddy simulation method in FDS code was adopted.

• 한국전산유체공학회지
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• 제16권3호
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• pp.15-21
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• 2011

Aerothermodynamic flowfields of aircraft engine nozzles are computationally investigated at various flight conditions for infrared signature analysis. A mission profile of subsonic unmanned combat aerial vehicle is considered for the case study and associated engine and nozzles are selected through a performance analysis. Computational results of nozzle and plume flowfields using a density-based CFD code are analyzed in terms of thrust, maximum temperature, length and optical thickness of plume. It is shown that maximum temperature, length, and optical thickness of nozzle plume increase for lower altitude and higher Mach number.

• 터널과지하공간
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• 제27권3호
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• pp.132-145
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• 2017

과거 도로터널 환기에 있어서 충격 손실은 설계에 반영되지 않았지만, 터널 내 네트워크형 구조로 인해 분기 합류부가 존재하는 복층 도로터널에서는 충격 손실에 의한 압력 손실이 크게 발생할 것이다. 이에 본 연구에서는 네트워크형 구조를 가지는 복층 도로터널 최적 환기 설계를 위하여 분기 합류 지점에서 발생하는 충격 손실에 대한 3D 전산유체역학(CFD) 수치해석 연구를 수행한다. 이를 위해 복층 도로터널 표준단면을 적용한 실제 스케일 모델을 활용하여 전산 유체 역학을 수행하였고 다양한 각도와 차도폭에 대한 충격 손실 계수를 도출하여 기존의 설계 값과 비교 분석하였다. 연구 결과, 분기 구간에서는 30도의 분류 각도를 가진 모델의 충격 손실 계수가 높게 측정되었고, 합류 구간에서는 2차선으로 설계된 모델의 충격 손실 계수가 낮게 측정됨을 확인할 수 있었다. 따라서 분기 합류 각도와 차도폭이 충격 손실 산정에 있어서 중요한 설계 요소가 될 수 있으므로 환기기 용량 산정에 있어서 정확한 설계 인자를 제시할 것으로 판단된다. 본 연구는 3D 전산유체역학(CFD)를 활용하여 확폭 교차 유 무에 따른 분기 합류 지점에서의 충격 손실 계수를 도출하고, ASHRAE 설계 값과 결과를 비교 분석하였다. 확폭 구간이 반영되지 않은 모델은 ASHRAE 값에 비해 최대 3배의 충격 손실 값을 확인하였고, 확폭 구간이 반영된 모델은 최대 2배의 값을 확인할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권4호
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• pp.281-289
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• 2016

시간에 따라 질량이 감소하는 낙하산 시스템의 궤적 및 낙하 시간 분석은 정밀한 투하가 요구되는 임무에 중요하므로 그 필요성이 더 커지고 있다. 본 연구에서는 질량 변동 물체인 조명탄을 투하하기 위한 십자형 낙하산 시스템의 동적 거동을 분석하는 연구를 수행하였다. 낙하산 시스템의 궤적을 분석하기 위해 유도된 상미분 형태의 운동방정식 시스템을 Runge-Kutta 수치기법을 적용하여 해석하였다. 그리고 동역학 방정식의 핵심적 입력정보인 십자형 낙하산과 조명탄의 항력 계수를 예측하기 위해 전산유체역학 해석을 수행하였다. 마지막으로 단순화된 대기교란 모델을 적용하여 풍향, 풍속에 따라 달라지는 낙하산 시스템 거동의 차이를 분석하였다.

• 한국음향학회지
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• 제39권4호
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• pp.331-341
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• 2020

우주발사체는 발사 시 추진장치에서 발생하는 고강도 소음에 의한 음향하중의 영향을 받는다. 로켓소음은 발사체와 페이로드 내 전자 및 기계 부품의 손상 및 오작동을 유발할 수 있기 때문에 음향하중의 예측 및 저감은 설계에 있어 중요한 고려사항이다. 본 논문에서는 로켓 소음의 생성 및 발사대의 음향설계 기법에 대한 최신 연구동향을 논하였다. 특히, 새로운 발사대 설계 방법론의 예로서 일본 Epsilon 로켓 발사대의 개발과정을 기술하였다. 전산유체역학 모사 및 1/42 축소모형 실험을 통하여 설계된 발사대의 음향하중 저감 효과를 Epsilon 로켓의 실제 비행 데이터 분석을 통하여 검증하였다.