• 한국항공우주학회지
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• 제38권7호
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• pp.647-654
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• 2010

본 연구에서는 날갯짓 비행체 날개의 유체-구조 연계를 고려한 설계나 날갯짓 비행체의 비행 동역학 및 제어 시뮬레이션에 적용 가능한 효율적인 공력모델을 제안하고, 풍동 실험을 통해 공력모델의 특성을 검증하고자 한다. 날갯짓 비행체는 저 레이놀즈 수 영역의 비정상 유동장의 지배를 받기 때문에, 이 영역에서 날개 운동에 따른 공력을 효과적으로 측정할 수 있도록 풍동실험장치를 설계 및 개발하였다. 본 연구의 실험장치 특성상 힘을 측정하는 2축-로드셀은 비관성계에 있기 때문에, 순수한 날개의 공력을 측정하기 위해서는 관성력을 보정해주어야 하며, 이에 대한 방법론을 수립하였다. 최종적으로 유동속도, 날개의 운동 주파수 및 고정 받음각에 따라 날개에 작용하는 양력 및 항력의 평균값 및 평균 제곱근 값을 비교함으로서 실험결과와 공력모델의 특성을 비교 검증하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1999년도 제13회 학술강연논문집
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• pp.14-14
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• 1999

액체 램제트 엔진의 특성은 흡입구를 통해 들어오는 유입공기의 상태에 따라 많이 달라진다. 흡입구에 들어오는 공기의 유입각이 일정각도를 넘어서면 유입공기의 왜곡이 심하여 정상적인 연소가 불가능 할 수 있다. 따라서 다양한 비행조건에 따른 램제트 엔진의 특성을 파악하기 위하여 외부 유입영역, 흡입구, 연소기, 노즐 및 출구 대기 영역을 함께 계산하여 유동 특성과 연소 특성을 파악하고자 하였다. 흡입구는 마하 2.0을 기준으로 설계하고, 4각 덕트에서 완만하게 원형 덕트로 변화되는 확대관의 형상으로 비행체에 붙어 있는 것으로 격자를 구성하였다. 흡입구에서의 유동 조건은 비행체을 지난 유속이 마하 2.0과 2.2의 경우에 대하여 수치 실험을 수행하였으며, 비반응 유동 해석과 연소가 있는 반응 유동해석 결과를 흡입구를 포함하지 않았던 선행 연구 결과들과 비교하였다. 유입각이 영 일 때의 흡입구를 포함한 계산 결과는 흡입구에서 생성되는 충격파에 의한 손실로 총압력이 흡입구를 포함하지 않았던 선행 연구 결과와 차이가 있었으나 유동 특성에는 큰 차이가 없었다. 그러나 유입각이 증가함에 따라 흡입구로 유입되는 공기의 량이 감소하고 그에 따른 유동의 왜곡이 심하여 연소특성에 변화를 보여 주었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권7호
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• pp.629-636
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• 2010

본 논문에서는 시간전진 자유후류 모델이 고려된 비정상 패널 코드를 이용하여 비정상 로터-동체 상호작용에 대한 수치적 해석기법에 대한 연구를 수행하였다. 이전 개발된 시간전진 자유후류 모델이 고려된 비정상 패널 코드는 후류와 깃(Blade)이 아주 근접한 경우에 불안정성이 발생하였다. 이를 제거하기 위해 장속도 기법을 적용하여 코드를 개선하였다. 개선된 코드를 이용하여 NASA에서 실험된 ROBIN(ROtor Body Interaction) 형상에 대한 해석을 수행하였다. 로터가 있을 때와 없을 때의 동체 표면 압력과 유도 유입류의 비를 실험결과 및 기존 수치해석 결과들과 비교하였다. 개발된 코드는 로터-동체 상호 작용으로 인해 발생하는 유동 특성과 생성되는 복잡한 후류의 형상을 잘 예측하였다.

• 에너지공학
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• 제11권2호
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• pp.90-98
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• 2002

본 연구는 선회유동과 연소인자가 9.4L인 터보과급 디젤엔진의 성능과 배기가스특성에 미치는 영향을 실험적으로 고찰하였다. 일반적으로 디젤엔진의 연소과정에서 선회유동은 분사되고 있는 연료와 흡칩공기의 혼합을 촉진시켜 줌으로써 엔진성능을 향상시키는데 매우 중요한 인자가 된다. 특히 터보과급 디젤엔진에서는 실린더내의 고온.고압가스로 인하여 연비와 NO$_{x}$ 농도는 서로 상반관계를 가지므로 적절한 용량의 과급기선정으로 흡.배기시스템, 분사시스템 및 연소실의 설계 등을 고려할 필요가 있다. 본 연구의 결과로서, 정상유동실험을 통하여 선회비가 증가함으로써 평균유량계수가 감소하고, 반면에 걸프 펙터가 증가함을 알 수 있었다. 또한 엔진실험을 통하여 흡기포트의 선회비 2.43, 분사시기 BTDC 13$^{\circ}$ CA, 압축비 16, 리앤트란트 5$^{\circ}$형 연소실, 노즐분공경 $\Phi$0.28*6 및 과급기 GT40(압축기 A/R 0.58, 터빈 A/R 1.19)의 적용인자가 최적의 성능 및 배기가스를 만족시킬 수 있었다.

• 대한기계학회논문집
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• 제6권2호
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• pp.160-168
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• 1982

수평으로 놓여진 2개의 동심타원 사이의 환상공간에서의 자연대류현상이 수치계산 및 실험적으로 연구되었다. 수치적 연구는 정상 2차원 층류유동영역에서 수행되었으며 유선 및 등온선이 구하여 졌다. 또한 특수한 경우로서 수평동심원 사이의 환상공간에 관한 기존연구와 비교하여 좋은 일치 를 보았다. 실험적 연구에서는 3개의 실험모델을 제작하였으며 마하젠더 간섭계에 의한 간섭사진 으로부터 등온선 분포를 얻었으며 아울러 유동에 관한 정보도 얻을 수 있었다. 실험과 수치계산 결과는 상당히 좋은 일치를 보였으며 기존 동심원환상공간에 편심율이 추가된 이론전개 및 수치 계산방법의 적합성을 알 수 있었고 이로서 환상공간에서의 자연대류에 관한 연구를 확장시켰다.

• 한국방재학회:학술대회논문집
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• 한국방재학회 2011년도 정기 학술발표대회
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• pp.75-75
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• 2011

본 논문에서는 진동중인 교량 거더에 작용하는 풍하중을 산정하고 그에 따른 플러터 발생풍속을 예측하기 위하여 분산형 전산환경을 활용한 수치해석 연구를 수행하였다. 분산형 전산환경은 웹 포탈을 기반으로 수치해석 환경을 제공하는 수치풍동 시스템으로서, 전산유체역학(CFD : Computational Fluid Dynamics)에 대한 전문지식이 부족한 사용자들도 격자생성, 수치해석자를 이용한 계산, 가시화 등의 전 과정을 편리하게 수행할 수 있는 차세대 토목분야 연구 환경이다. 본 시스템은 그리드스피어(GfidSphere)를 기반으로 구성되었으며, 기본적으로 사용자 관리, 세션 관리, 그룹 관리, 레이아웃 관리 등을 제공하여 사용자가 포탈을 통해서 다양한 서비스를 쉽게 사용할 수 있는 환경을 구축하도록 도와준다. 수치해석을 위한 유체 지배방정식은 2차원 비정상 비압축성 RANS(Reynolds-Averaged Navier-Stokes) 방정식이며, pseudo compressibility 방법을 적용하였다. 비정상 유동장을 해석하기 위하여 이중시간 전진법(dual time stepping)을 사용하였으며, 수렴가속화를 위해 Multi-grid 기법을 적용하였다. 또한 난류 유동장 해석을 위해서 $k-{\omega}$ SST 난류 모델을 사용하였으며, 난류 천이 과정에서의 유동을 모사하기 위하여 Total stress limitation 방법을 적용하였다. 교량 거더의 연직과 회전방향의 2자유도 움직임을 모사하기 위하여 동적격자 기법을 도입하였다. 교량 거더 주변의 비정상 유동해석 결과를 통해, 거더 표면에서 떨어져나가는 크고 작은 와류의 영향으로 양력 및 모멘트 계수 그래프가 중첩된 진폭과 주기를 갖고 주기적으로 나타나는 것을 확인할 수 있었다. 또한 계산된 비정상 공기력을 적용한 2자유도 플러터 방정식을 통하여 플러터 발생풍속을 산정하였다. 최종적으로 본 연구에서 계산된 결과의 타당성을 검증하기 위하여 수치적으로 구한 플러터 발생풍속과 기존의 실험 및 수치해석 결과를 비교하였으며, 결과는 잘 일치하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권2호
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• pp.1-10
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• 2005

비정상 유동의 모사를 위한 병렬화된 비정렬 중첩격자기법을 개발하였다. 비정렬 격자계에서 효율적이고 강건하게 쓰일 수 있는 탐색방법과 병렬경계에서 유동적으로 변하는 데이터의 수를 처리할 수 있는 자료구조를 제안하였다. 격자계간의 정보전달을 위한 삽간경계면을 정의하였고, 공간상의 이차정확도를 유지하기 위한 삽간방법 및 물체내부에 위치하는 삽간점에 대한 처리방법을 제안하였다. 개발된 해석코드의 검증을 위해 Eglin/Pylon 형상에서 분리되는 스토어의 궤적을 해석하여 실험치와 비교하였고, 다 물체간의 상대운동이 있는 비정상유동의 적용을 위해 세 개의 스토어 분리에 대한 해석을 수행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권5호
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• pp.413-422
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• 2012

덕티드팬을 추진 장치로 사용하는 소형 무인항공기는 도심 및 협소한 공간에서 정찰 및 감시에 사용 가능하며, 프로펠러에 비해 높은 추진 효율과 추력 특성을 나타낸다. 덕티드팬 무인항공기의 운용 거리와 비행 시간을 증가시키기 위해서는 정지 비행 및 전진 비행시의 추력 특성연구가 중요하며 비행 안정성 확보를 위해서는 비정상 3차원 유동 특성 연구가 필수적이다. 본 연구에서는 동익과 정익으로 구성된 덕티드팬의 설계 결과 검증과 안정적인 비행 특성을 확인하기 위해 덕티드팬의 추력 특성과 비정상 3차원 유동장을 계측하였다. 덕티드팬의 정지 및 전진 비행시의 추력 특성은 소형 아음속 풍동의 6분력 밸런스 시스템을 이용하여 측정되었고, 비정상 3차원 유동장은 $45^{\circ}$ 경사열선의 프로브 고정법에 의해 분석되었다. 덕티드팬의 덕트와 정익이 추력특성에 다소 큰 영향을 미치며, 정익에 의해 덕티드팬의 안정적인 비행이 가능함을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.59-63
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• 2006

횡단류 아음속유동장에서 연료의 수직 분사시 나타나는 액적영역의 액적들을 직접사진촬영으로 측정하고 PLLIF 실험을 통하여 얻은 강도 값으로 SMD분포를 측정하였다. 본 연구의 목적은 정상유동에서의 액적들의 크기 및 분포를 관찰하고, 캐비테이션 및 수력튀김 현상에 대한 액적들의 차이를 확인하는 것이다. 실험을 통하여 정상유동의 액적들은 분사차압, 공기의 유속, 침투거리, 인젝터 지름에 대한 하류방향 거리비(x/d)에 의하여 결정되며, 캐비테이션에 의한 난류강도, 유효지름에 따라 차이가 있음을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.341-345
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• 2017

본 연구에선 Texas University에서 수행된 흡입구/격리부 모델 실험에 대한 2차원 RANS 전산해석을 수행하였다. 먼저 초음속 유동 조건을 해석하여 실험에서 측정된 표면 압력 결과와 비교하고, 마하수 분포와 numerical shadowgraph를 확인하여 유동 구조를 분석하였다. 이후 격리부 후면에 압력 변화로 흡입구 불시동 상황을 묘사하고 비정상 RANS 해석을 수행하여 흡입구 불시동 진행과정을 확인하였다.