• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제15회 학술강연회논문초록집
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• pp.36-36
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• 2000

천음속 또는 초음속 유동이 유동장의 하류에서 부여되는 압력조건에 의하여 감속되는 경우나, 유동방향의 갑작스런 변화를 요구하는 물체 혹은 벽면이 존재하는 경우에 발생한 충격파는 벽면을 따라 발생하는 층류 혹은 난류 경계층과 복잡한 상호간섭 (interaction)을 일으켜 충격파에 의한 박리 발생, 충격파 하류에 새로운 충격파 발생, 충격파가 큰 진폭으로 진동하게 되는 현상 등을 발생시킨다. 이러한 간섭현상은 고속유동이 통과하는 유체요소나 유체기기의 성능을 좌우하는 매우 중요한 유동현상으로, 유체기계의 설계 시 사전에 고려되어야 할 중요한 공학적 문제이다.(중략)

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제6회(2016년)
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• pp.96-100
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• 2016

슬롯판을 이용한 경사충격파와 경계층 간섭유동 제어에서, 슬롯의 각도를 바꾸어 가며 제어 성능을 비교하는 수치적 연구가 수행되었다. 기준이 되는 수직 슬롯, 각도를 달리한 6개의 case를 선정하여 하여 충격파 뒤에서 전압손실 및 경계층 안정성을 기준으로 제어 성능을 평가하였다. 수치해석 결과 모든 형상에 대해 제어하지 않은 상태보다 좋은 성능을 얻었다. 공력성능이 뛰어난 그룹과 그렇지 않은 그룹을 구분하여 슬롯과 공동 유동 구조를 분석하면서 경계층 불안정성을 야기하고 전압손실 감소에 영향을 미치는 것은 경계층과 충격파가 상호작용하는 영역에서 Vortex를 얼마나 제어할 수 있는지 여부임을 알 수 있었고, 이러한 Vortex를 얼마나 제어할 수 있는지에 따라 공력 성능이 결정됨을 파악할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제7권4호
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• pp.33-38
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• 2003

플룸간섭 현상은 플룸에 의한 경계층 유동의 박리, 강한 전단층의 발생, 그리고 다수의 충격파들이 박리유동 및 전단층과 상호작용하게 되는 매우 복잡한 유동현상으로, 현재 미사일의 후미부에서 발생하는 플룸간섭 현상의 상세에 관해서는 잘 알려져 있지 않다. 본 연구에서는 초음속 미사일의 동체후미부에서 발생하는 플룸간섭 현상의 특징 및 동체기저부에 설치된 다공확장벽(porous extension)의 플룸간섭 현상에 대한 영향을 수치해석적으로 조사하였다. 그 결과, 다공확장벽이 플룸에 의한 충격파와 경계층 유동의 박리를 완화시켜 미사일 동체의 제어성능이 향상될 수 있음을 알았다.

• 한국추진공학회지
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• 제5권3호
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• pp.25-32
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• 2001

본 연구에서는 2차원 압축성 Navier-Stokes 방정식을 이용하여, 약한 수직충격파와 난류 경계층의 간섭현상에 대한 피동제어 유동장을 수치계산법으로 조사하였다. 벽 내부에 공동을 가지는 다공벽을 사용하여 충격파와 난류경계층간 상호간섭을 제어하였다. 본 연구로부터 $\lambda$형 충격파의 하류쪽 가지를 중심으로 하여, 그 하류에서는 주유동이 공동내부로 또 그 상류에서는 공동내부로부터 주유동쪽으로 피이드백되는 유동을 관찰하였으며, 다공벽의 구멍을 통하는 유동은 초크하지 않는다는 것을 알았다.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제5회(2016년)
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• pp.604-609
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• 2016

슬롯판을 이용한 경사충격파와 경계층 간섭유동 제어에서, 슬롯판 아래에 있는 공동부의 형상을 바꾸어 가며 제어 성능을 비교하는 수치적 연구가 수행되었다. 공동형상 직사각형 5개, 사다리꼴 3개를 선정하여 shock 뒤에서 경계층 안정성, 전압손실을 기준으로 제어 성능을 평가하였다. 수치해석 결과 모든 형상에 대해 제어하지 않은 상태보다 좋은 성능을 얻었다. 그 중 경계층 안정성 측면에서는 형상 L과 R, 전압손실 감소 측면에서는 형상 M과 A가 효과적임을 확인하였고, 종합적으로 슬롯의 끝 면과 공동의 길이방향 끝 면이 일치하는 형상에서 상대적으로 좋은 결과를 얻음을 확인했다. 또한 슬롯과 공동 내부유동을 분석하면서 경계층 안정성과 전압손실 감소에 영향을 미치는 것은 separation 영역을 얼마 원활히 흡입하는지의 여부임을 알 수 있었고, 상류 슬롯에서 발생하는 shock에 대한 추후 해결 연구도 필요함을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.45-48
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• 2003

plume 간섭 현상은 plume에 의한 경계층 유동의 박리, 강한 전단층 발생, 그리고 다수의 충격파들이 박리유동 및 전단층과 상호작용하게 되는 매우 복잡한 유동현상이며, 현재 미사일 등의 후미부에서 발생하는 plume 간섭 현상의 상세에 관해서는 잘 알려져 있지 않다. 본 연구에서는 plume 간섭현상을 이해하기 위하여 수치계산을 수행하였다. 수치계산에서는 천음속 및 초음속 자유유동에서 plume 간섭현상을 조사하기 위하여, 추진노즐로부터 발생하는 강한 부족 팽창제트를 모사하여 종래의 풍동실험의 결과와 비교하였다. 또 수치계산에서는 미사일 후미부에 Simple, Rounded, 다공-확장(porous-extension)벽을 적용하여, 이들이 plume 간섭현상에 미치는 영향을 조사하였다. 그 결과 Rounded, 다공-확장(porous-extension)벽은 plume에 의한 충격파와 경계층 유동의 박리 현상을 완화시킬 수 있었으며, 미사일 동체의 제어성능을 향상시킬 수 있음을 알았다.

• 한국추진공학회지
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• 제24권3호
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• pp.31-40
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• 2020

다수의 충격파에 대한 구조와 거동특성은 노즐 출구 마하수가 1.75인 모델에 대하여 유한체적기법을 사용하여 수치해석적으로 조사하였다. 먼저 이미지를 기반으로 한 충격파 진동특성을 Matlab 프로그램을 사용하여 분석한 후 특정 위치에서 벽면 정압변화를 분석하였다. 또한 다수 충격파들의 진폭 및 주파수도 조사하였다. 충격파 위치들 사이의 상호상관은 첫번째 충격파와 두번째 충격파는 서로 관련이 있는 반면에 다른 충격파들은 진동특성에서 위상 지연을 나타내었다. 벽면 압력변동의 RMS값은 충격파 위치에서 최대이며 유동의 다른 부분에서는 낮은 OS 표준편차값을 나타내었다.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 1999년도 유체기계 연구개발 발표회 논문집
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• pp.179-186
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• 1999

Three-dimensional flow analysis is implemented to investigate the flow through transonic axial-flow compressor rotor(NASA R67), and to evaluate the performances of k-$\epsilon$ and Baldwin-Lomax turbulence models. A finite volume method is used for spatial discretization. And, the equations are solved implicitly in time with the use of approximate factorization. Upwind difference scheme is used for inviscid terms, but viscous terms are centrally differenced. The flux-difference-splitting of Roe is used to obtain fluxes at the cell faces. Numerical analysis is performed near peak efficiency and near stall. And, the results are compared with the experimental data for NASA R67 rotor. Blade-to-Blade Mach number distributions are compared to confirm the accuracy of the code. From the results, we conclude that k-$\epsilon$ model is better for the calculation of flow rate and efficiency than Baldwin-Lomax model. But, the predictions for Mach number and shock structure are almost same.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제21회 추계학술대회 논문집
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• pp.91-94
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• 2003

An experimental study has been carried out in a supersonic blow-down wind tunnel for examining the influence of streamwise vortices on normal shock-wave/boundary layer interaction. It has been reported by the earlier investigator the streamwise vortices generated by the blowing jets can significantly suppress the shock-induced separation and reduce the wave drag. The blowing jets generate the streamwise vortices with 45$^{\circ}$ angle in the spanwise direction. The shock waves are visualized by a Schlieren optical system. Appropriate measurement systems are provided for the characterization of shock wave/boundary layer interaction. The chamber pressure ratio and blowing pressure ratio are varied from 1.5 to 2.4 and 1.0 to 2.0 respectively.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권12호
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• pp.986-993
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• 2018

측 추력 제트는 유도무기의 자세제어 및 궤도 천이 기동을 하는 데 있어 기존의 핀과 같이 제어 면을 이용한 방식보다 우수한 기동성을 갖는다. 하지만 초음속 영역에서 비행 시 측 추력 제트로 인한 제트 간섭 유동이 발생하며 충격파와 경계층 유동, 와류 유동의 상호 작용으로 인해 매우 복잡한 유동 구조를 나타낸다. 특히 직격 파괴(hit-to-kill) 방식의 요격체의 경우 정밀한 제어 및 기동이 요구되기 때문에 제트 간섭 유동이 미치는 영향에 대한 분석이 필요하다. 기존의 제트 간섭 해석은 저고도 운용 조건에서 주로 수행되었으나 중고도 운용 조건의 경우 해석 사례가 많지 않으며 대기 조건으로 인해 분사 제트 유동이 상대적으로 크게 발달하는 특징을 갖는다. 본 연구에서는 중고도에서 비행하는 요격체 형상에 대해 받음각 조건에 따라 제트 간섭 유동 해석을 수행하였다. 해석 결과를 바탕으로 유동장의 구조적인 변화 특성을 분석하였으며, 공력 계수의 변화를 비교하였다.