• The Journal of the Acoustical Society of Korea
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• v.11 no.1E
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• pp.50-55
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• 1992

팬의 익면 통과 주파수 소음은 총괄 소음 스펙트럼중에서 가장 명백한 성분이다. 그 소리는 일 반적으로 가장 불쾌한 성분이므로 저감이 요구된다. 따라서 그 소음치를 저감시키기 위해서는 정확한 축류형 팬의 소음원과 소음 방사 특성 규명이 요구된다. 본 연구에서는 푹류형 팬의 소음원과 소음 방 사 특성을 정의하였다. 음압 및 음향인텐시티를 이용한 음원 해석에서, 광센서를 이용한 축류형 팬의 동 기화가 수행되었고, 팬 날개에서의정확한 소음원의 위치를 결정하기 위해 Recording time의 결정이 제 안되었다. 팬 회전시, 소음원의 위치는 각 날개의 후단과 그 다음 날개의 선단사이에 각각 존재한다. 지 향성을 통하여 축류형 팬의 소음 방사 형태를 결정하였고, 벡터 에너지 흐름도로 음의 흐름을 가시화하 였다. 팬 익면에서의 회전 진동특성을 스트레인 게이지에 의하여 규명하였고, 또한 구조진동음의 음으로 의 기여도를 측정하였다. 또한 압전필름에 의한 팬 익면에서의 정압측정 가능성이 제시되었다.

• The Journal of the Acoustical Society of Korea
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• v.12 no.6
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• pp.28-35
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• 1993

팬소음은 설계변수들과 관계가 있으므로 본 논문은 실험적 방버벵 의하여 팬소음과 설계변수의 관계를 고찰하였다. 설계변수는 팬소음에 특히 영향이 큰 날개수, 날개각도, 날개끝 간극을 선택하였으며 새로운 설계변수로서 동익과 정익간의 간극과 흡입구 길이를 고찰하였다. 본 논문은 팬소음에 대한 관련된 이론을 정리하였으며 축류형 팬의 고효율 저소음 설계를 위한 방안을 제시하였다. 흡입구 길이, 날개끝 간극, 동익과 정익간의 간극등의 설계변소를 변경하여 실험한 결과 이들 설계변수들의 조정에 m이하여 축류형 팬의 고효율 저소음화를 이룰 수 있었다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.101-104
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• 2010

Recently, needs for UAVs and small aircraft and small turbo jet or turbo fan engines for these air-crafts are increasing. Size and weight are the two main restrictions in small air-crafts such as UAV or VLJ propulsion system applications. Therefore, high power density is required in small size and designers come up with unconventional solutions in the design of small aero gas turbine engines. One of the solutions is the usage of highly loaded axial compressors. This paper introduces an aerodynamic design method of a highly loaded axial compressor and its review process. Numerical simulation has been carried out to assess the aerodynamic performance of the compressor.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 2001.11a
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• pp.17-22
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• 2001

Tube axial fans were designed to provide effective cooling for a personal computer by using $DasignFan^{TM}$ software. With basic input parameters of flow rate, pressure rise, rotating speed, and fan diameter, three dimensional geometry of blade is automatically generated and its performance and overall sound pressure level are predicted. In this steady, the newly developed fans of 60 mm and 80 mm diameters were proved to provide a very promising mode of low noise, compared with manufactured products.

• Journal of Biomedical Engineering Research
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• v.25 no.1
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• pp.57-64
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• 2004

The non pulsation blood pump is divided into axial flow and centrifugal style according to the direction of inlet and outlet flow. An axial flow blood pump can be made smaller than a centrifugal blood pump because centrifugal pump's rpm is fewer than axial flow pump. Hemolysis is an important factor for the development of an axial flow blood pump. It is difficult to identify the areas where hemolysis occurs. Evaluation of hemolysis both in in-vitro and in-vivo test requires a long-time and more expensive. Computational fluid dynamics(CFD) analysis enables the engineer to predict hemolysis on a computer which just can get not only amount of htmolysis but also location of hemolysis. It takes shorter time and less expensive than in-vitro test. The purpose of this study is to git Computational fluid dynamics in axial flow pump and to verify the accuracy of prediction by the possibility of design comparing CFD results with in-vitro experimental results. Also, wish to figure out the correction method that can bring improvement in shape of axial flow blood pump using CFD analysis.

• Proceedings of the KAIS Fall Conference
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• 2002.11a
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• pp.193-196
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• 2002

완전인공심장은 크게 정상류형과 박동류형이 있다. 정상류형 인공심장중 축류형 혈액펌프는 기구가 간단하고 비용적형이기 때문에 소형화가 가능한 장점이 있지만, 가동중 발생하는 난류로 인해 용혈현상이 따른다는 단점이 있다. 이 용혈의 형성과정은 실제와 가까운 모의실험을 하지 않고서는 알 수가 없다. 따라서 본 연구에서는 모의 실험단계를 거치지 않고 유한요소해석에 의한 난류평가를 통하여 용혈지수가 가장 낮은 임펠러의 형상을 연구하였다. 난류해석 결과, vane매수가 적을 경우 상대적으로 용혈지수가 낮게 나타나는 것을 알 수 있었으나 vane매수가 적을 경우에는 일정한 출구유량을 얻기 위해 임펠러의 고속회전 이 필요하며 이에 따른 난류에너지가 발생, 높은 용혈지수가 예상되므로 본 논문에서는 vane매수 4매-6매 중 6000-7000rpm의 회전속도사이의 조건으로 설계된 임펠러의 모델이 적당한 것으로 예측할 수 있었다.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 1998.02a
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• pp.82-110
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• 1998

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 1997.02a
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• pp.25-36
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• 1997

• The KSFM Journal of Fluid Machinery
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• v.7 no.5 s.26
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• pp.50-57
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• 2004

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.30 no.4
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• pp.99-105
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• 2002

The performance test of an axial-type turbine is carried out with various axial gap distances between the stator and rotor. The turbine is operated at the low pressure and speed, and the degree of reaction is 0.373 at the mean radius. The axial-type turbine consists of ons-stage and 3-dimensional blades. The chord length of rotor is 28.2mm and mean diameter of turbine is 257.56mm. The power of turbo-blower for input power is 30kW and mass flow rate is $340m^3$/min at 290mmAq static-pressure. The RPM and output power are controlled by a dynamometer connected directly to the turbine shaft. The axial gap distances are changed from a quarter to three times of stator axial chord length, and performance curves are obtained with 9 different axial gaps. The efficiency varies about 8% of its peak value due to the variation of axial gap on the same non-dimensional mass flow rate and RPM, and experimental results show that the optimum axial gap is 1.6-1.9Cx.