• 한국전산유체공학회지
• /
• 제20권2호
• /
• pp.37-45
• /
• 2015

A parametric study on the shapes of bobsleigh bumpers has been performed to reduce the aerodynamic drag. Effects of geometric parameters, such as leading angle of leading bumper, the ratio of minimum width to maximum width of leading bumper, the ratio of leading bumper length to trailing bumper length, trailing angle of trailing bumper, and the ratio of bumper height to installation location of bumper from the bottom of bobsleigh, on the aerodynamic performance of the bobsleigh were estimated using 3-D Reynolds-averaged Navier-Stokes equations. The turbulence was analyzed using the shear stress turbulence model. Reynolds number based on the hydraulic diameter of the external flow channel was in the range of 150,000~1,000,000. Numerical results for drag coefficient were validated compared to experimental data. Ranges of the five geometric parameters were determined according to the rule of Federation Internationale de Bobsleigh et de Tobaganning. The aerodynamic performance of the bobsleigh sled was most sensitive to the leading angle of leading bumper and the ratio of minimum width to maximum width of leading bumper.

• 항공우주기술
• /
• 제12권2호
• /
• pp.180-185
• /
• 2013

본 연구에서는 공기역학적 성능을 고려하여 인간의 힘만으로 이륙할 수 있는 초경량 인간동력 항공기의 개념설계를 수행하였다. 이를 위해 조종사를 포함한 항공기 전체 무게를 결정한 이후 적절한 익형을 선정하여 주날개/보조날개를 설계하였다. 설계된 비행기의 형상을 기초로 3차원 전산해석을 하였으며, 이를 통해 양력/항력 등의 성능계수 및 항공기 무게 중심(CG)에 대한 계산을 수행하였다. 그 결과 비행기의 양력 및 추력이 양력 및 추력의 제한 조건을 만족하였다. 또한 비행기의 무게 중심(CG)이 주익의 공력 중심(AC)에 위치함으로써 26%의 정적 안정성이 보장되었다.

• 한국해안·해양공학회논문집
• /
• 제27권2호
• /
• pp.113-117
• /
• 2015

본 연구에서는 연결재(커플러)로 결합된 라이저의 외부흐름에 따른 3차원 유동-구조 연동해석을 수행하였다. 두 가지 연결재(평면 커플러, 곡면 커플러)를 고려하였으며 ANSYS CFX를 사용하여 수치해석을 수행하였다. 유동해석에서 유동공간은 유입구, 유출구와 대칭 경계조건으로 구성되었으며 연결재의 형상에 따른 항력계수와 유속 분포 결과를 비교하였다. 구조해석에서는 라이저의 응답(최대 변위 및 최대 등가응력)을 통해 연결재의 유용성을 확인하였다.

• 한국시뮬레이션학회논문지
• /
• 제28권2호
• /
• pp.23-33
• /
• 2019

작은 세장비(aspect ratio)를 갖는 형상의 자탄(sub-munition)은 자유낙하 시 비행 자세 안정성이 불량하고 항력조절이 어렵다. 이러한 문제점을 해결하기 위해 일반적인 비행 날개 대신 그리드핀이라고 불리는 핀을 설계하여 자탄에 적용하였다. 우선 자탄의 기본모델을 설정하고, 해당 모델에 대한 자유낙하 하는 천음속(transonic) 조건에서의 전산해석이 수행되었으며 풍동시험을 통해 전산해석 결과를 검증하였다. 기본모델의 경우 요구되는 수준의 높은 항력은 얻었으나 자세 안정성이 확보되지 않았다. 이를 개선하기 위해 그리드핀의 설계변수 중 하나인 웹 두께(web-thickness)를 변경하여 2종의 핀을 추가로 설계하였으며 해당 설계안에 대한 전산해석을 수행하였다. 수행 결과, 웹 두께가 가장 얇은 조건에서 자세 안정성이 가장 우수하게 확보되었으며 항력계수도 큰 값을 유지하였다. 해석 결과를 기반으로 그리드핀 설계를 완료하고, 자탄에 대한 공력자료를 확보하여 이를 토대로 자탄의 탄도를 예측할 수 있는 기반이 마련되었다. 또한, 그리드핀이 다양한 형태의 비행체와 탄에 사용될 수 있을 것으로 기대된다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제43권2호
• /
• pp.97-108
• /
• 2015

돛 요트, 패러글라이더, 또는 고공 풍력 등의 설계에 있어, 3차원 모델에 가해지는 측풍공기력을 해석하는 일은 다양한 기계의 성능을 예측하기 위해 매우 중요하다. 3차원 형상 주위의 본질적인 유동 물리를 이해하기 위하여, 본 연구에서는 간략화된 강체 모델들이 제안되었다. 자유류 속도, 받음각, 종횡비, 그리고 캠버가 독립변수로서 고려되었다. 양력과 항력 계수들은 ANSYS-CFX를 이용한 전산유체역학 해석을 통하여 계산되었고, 유동장의 후처리된 가시화 결과는 유체역학의 관점에서 해석되었다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제40권8호
• /
• pp.711-717
• /
• 2012

스포츠급 경항공기 개념 설계 단계에서 항공기의 정적 안정성 분석을 위해 1/5 축소모델로 풍동시험을 수행하였다. 제안된 경항공기의 동체 단독 및 동체에 주익, 수평꼬리날개, 수직꼬리날개 등을 조합한 6개 형상에 작용하는 공력을 내장형 밸런스를 이용하여 측정하고 정안정 미계수를 도출하여 기본 양항력 공력특성 및 각 요소가 세로 방향 가로 정안정 특성에 미치는 효과를 분석하였다. 풍동시험 결과로부터 특히, 수평꼬리날개와 수직꼬리날개 그리고 고익형태와 상반각을 갖는 주익 등이 각각 세로, 방향, 가로 정안정성에 미치는 기여정도를 정량적으로 파악하였으며, 본 시험결과는 항공기 각 형상 구성품 조합의 정안정 특성에 관한 유용한 실험자료로 활용될 수 있을 것이다.

• 한국해양환경ㆍ에너지학회지
• /
• 제6권2호
• /
• pp.63-71
• /
• 2003

해양 부유폐기물의 주요 발생원은 홍수시 육상으로부터 발생되어 해양으로 유입되는 부유쓰레기에 기인하며, 부유쓰레기가 해상으로 유입되는 것을 효과적으로 수거하는데 사용하는 것이 차단막이다. 강한 흐름이 존재하는 강이나 하천에 차단막을 설치할 때 흐름에 의한 차단막에 작용하는 항력과 장력은 흐름의 속도와 방향, 설치된 차단막의 형상, 수면아래의 차단 부의 형상에 따라 변한다. 본 논문에서는 기존 차단막에서 활용되고 있는 대표적인 형태를 대상으로 1/5, 1/10, 1/20 모델을 제작하여 개구비(gap ratio)에 따른 유속별 장력을 계측함으로서 높은 유속에 노출된 부유물 차단막에 대한 설계장력 추정법을 정립하고자 하였다. 또한 기존 이론에 의한 장력 추정법과의 상관관계를 검토하여 기존에 사용되어 오던 장력계수보다 더 큰 값을 사용하는 것이 타당함을 밝혔다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제38권8호
• /
• pp.758-766
• /
• 2010

태양에너지 기반 무인기는 공급되는 전력량이 날개 면적에 영향을 받으므로 형상설계와 비행에 필요한 전력량이 동시에 고려되어야 하며 따라서 설계 과정이 복잡해진다. 복잡한 설계과정에 앞서 주어진 임무 요구를 만족시키는 태양에너지 기반의 무인기 제작 가능 여부와 제작 가능하다면 무인기의 대략적인 주요 치수를 구하는 방법론이 있다면 이를 활용함으로서 불필요한 설계 시행 오차 없이 무인기를 설계 할 수 있을 것이다. 본 논문에서는 주요 치수 결정 방법론으로 날개 면적을 가정하고 날개 면적과 임무 요구로부터 에어포일(양력계수, 항력계수), 무게를 결정한 후 필요 전력과 태양 전지 효율로부터 다시 날개 면적을 계산하는 것으로 제시하였는데, 이는 날개에서 생산되는 전력, 양력 및 항력이 날개 면적에 직접적으로 영향 받기 때문이다. 앞서 가정된 날개 면적 값과 계산된 날개 면적 값의 오차가 충분히 작아질 때 까지 반복적으로 가정된 날개 면적 값을 바꾸어가며 계산을 수행한다. 본 방법론을 실제 제작된 태양에너지 기반 무인기의 값을 이용해 검증하고, 태양에너지 기반 고고도 장기체공 무인기의 주요 치수를 결정해보았다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제48권4호
• /
• pp.255-267
• /
• 2020

SLD 조건은 직경이 50㎛ 이상인 과냉각대형액적의 분포가 지배적인 결빙 환경을 뜻한다. SLD 조건에서는 액적의 큰 크기로 인해 wall-droplet interaction, deformation 등의 물리적 현상이 착빙 과정에 중요한 영향을 미친다. 그에 따라 SLD 효과를 수치적으로 모사하기 위한 다양한 연구가 수행되었고, 부착률을 수정하는 후처리 기법을 통해 wall-droplet interaction 현상을 고려하는 방법이 제안되었다. 그러나 이 방법은 액적이 충돌하는 벽면 특성을 제대로 고려하지 않는 반경험식(Wright Model)을 사용하기 때문에 착빙 영역에서 여전히 부착률과 부착 한계를 과대 예측한다. 이 문제를 해결하기 위해 본 연구에서는 착빙 영역을 세 개의 영역으로 구분하였다. 그리고 벽면 특성을 고려하는 Bai and Gosman rebound 모델을 바탕으로 개발한, 새로운 wall-droplet interaction 모델을 후처리 기법에 도입했다. 그리고 액적의 항력계수를 증가시키는 deformation 현상을 반영하기 위해 3가지 deformation 모델을 비교·분석하여 가장 적합한 모델을 선정했다. 앞의 내용을 바탕으로 개발한 SLD 결빙 예측 코드를 검증하기 위해 실험 데이터를 활용하여 해석을 수행했다. 그 결과 수정된 후처리 기법은 착빙 영역에서 rebound 현상에 의한 부착률 감소를 더욱 크게 예측하였고 부착 한계와 부착률 크기를 예측하는 데 있어 향상된 정확성을 보여줬다. 그리고 deformation에 의한 항력계수의 증가를 가장 크게 결정하는 Wiegand model이 실험과 가장 유사한 것을 확인할 수 있었다.

• 한국산학기술학회논문지
• /
• 제15권3호
• /
• pp.1288-1293
• /
• 2014

본 논문은 MIL-STD-662F의 방호한계속도 산출을 위해 충돌속도를 추정하는 새로운 방법을 제안하였다. 기존 MIL-STD-662F의 방법은 충돌속도를 추정하기 위해 상대공기밀도, 항력계수, 형상인자, 탄도계수 등이 필요하여 기초연구가 필수적이라는 한계를 가지고 있다. 하지만 제안한 방법은 기초연구 없이도, 기기에서 측정된 속도와 측정기기와 타격점까지 거리만으로 충돌속도를 추정할 수 있다. 이를 검증하기 위해 M193탄과 M80탄을 사용하였고, 미국의 검증된 PRODAS의 데이터를 기반으로 MIL-STD-662F 방법의 충돌속도 추정값과 제안한 방법의 충돌속도 추정값을 비교하고 분석였다. 실험결과에서 제안한 방법이 일부 속도구간에서는 MIL-STD-662F의 방법보다 오차가 크지만 방호한계속도 산출은 가능하였고, 대부분의 속도구간에서는 MIL-STD-662F보다 오차가 작다는 것을 보였다.