• 한국항공우주학회지
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• 제36권12호
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• pp.1171-1179
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• 2008

난류고리와 스플래쉬 판에 의한 난류 혼합과 난류 생성에 관한 연구를 위하여 LES 해석이 가능한 CFD 코드를 개발하였으며 이를 사용하여 LES 해석을 수행하였다. 계산 결과에 의하면 난류고리는 유동장에 매우 강한 난류를 생성하여 후류에서 난류 혼합을 촉진하는 역할을 담당하는 것으로 밝혀졌다. 한편 난류고리 후류 방향으로 스플래쉬 판을 설치하면 난류고리만을 설치한 경우와 매우 다른 형태의 난류 에너지와 엔스트로피 생성을 관찰할 수 있었다. 이 경우의 난류혼합은 판 뒤에 생성되는 매우 강하며 집중적인 난류의 생성에 의하여 이루어지며 압력강하는 초기 압력의 1% 수준으로 매우 낮았다. 또한 계산결과에 의하면 난류고리의 형상이나 돌출 길이 변화는 생성되는 난류의 특성에 매우 커다란 영향을 미치지 못하였다. 난류 혼합을 가장 효과적으로 이룰 수 있는 판의 위치에 관한 연구 는 진행하지 못하였으나 지금까지 계산결과에 의하면 스플래쉬 판이 설치되었을 때 압력 강하도 낮은 수준이며 난류 혼합이 가장 효과적임을 알 수 있었다.

• 한국해양공학회지
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• 제30권3호
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• pp.169-176
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• 2016

Considering the artificial reef (AR) canyon intervals facilitated by flatly distributed placement models, the wake volumes of 25 AR sets were characterized through the following works. First, twenty-five different canyon intervals were established to investigate how the intervals affect the wake volumes of the AR placement models, each with nine cube-type ARs. Second, the element-based finite-volume method was used to facilitate flow analyses. Third, the so-called wake volume concept was adopted, and finally a reasonable placement interval was found based on the size of the wake volumes and the associated unit propagation indices. From the analysis results, it was found that a maximum wake volume of 25.18 m³ was generated when the longitudinal and transverse intervals were fixed at 6 m and 0 m, respectively. Thus, to magnify the wake volume, it is recommended that artificial reefs be placed at intervals of 6 m (3 times the reef length) in the flow direction, with no intervals in the normal direction, implicitly indicating that an intensively stacked placement model is a better option to efficiently secure a larger wake volume for the cube-type ARs.

• 대한기계학회논문집B
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• 제25권6호
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• pp.786-798
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• 2001

This paper describes the phenomena of wake-induced transition of the boundary layers on a NACA0012 airfoil using measured phase-averaged data. Especially, the phase-averaged wall shear stresses are reasonably evaluated using the principle of Computational Preston Tube Method. Due to the passing wake, the turbulent patch is generated in the laminar boundary layer on the airfoil and the boundary layer becomes temporarily transitional. The patches propagate downstream with less speed than free-stream velocity and merge with each other at further down stream station, and the boundary layer becomes more transitional. The generation of turbulent patch at the leading edge of the airfoil mainly depends on velocity defects and turbulent intensity profiles of passing wakes. However, the growth and merging of turbulent patches depend on local streamwise pressure gradients as well as characteristics of turbulent patches. In this transition process, the present experimental data show very similar features to the previous numerical and experimental studies. It is confirmed that the two phase-averaged mean velocity dips appear in the outer region of transitional boundary layer for each passing cycle. Relatively high values of the phase-averaged turbulent fluctuations in the outer region indicate the possibility that breakdown occurs in the outer layer not near the wall.

• 한국가시화정보학회지
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• 제16권1호
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• pp.30-36
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• 2018

In the present study, we investigate the flow characteristics of a quadrotor UAV in a hovering mode by measuring multiple two-dimensional velocity fields in the wake. The experiment is conducted at Re = 24,000 in a chamber large enough to neglect the ground effect, where Re is the Reynolds number based on the rotor chord length and the rotor tip speed. The rotational speed of the rotor is determined by an optical tachometer so that the lift force can be balanced with the weight of the UAV. The velocity field measured on the center plane of the rotor shows that the vortices are shedding from the tip of the rotor, inducing large fluctuations in the streamwise velocity along the wake shear layer. The strength of the rotor-tip vortex shedding is asymmetric with respect to the rotor axis due to the interaction between the rotor and the wake centerline of each rotor is inclined to the center of the UAV due to the pressure difference caused by the induced velocity. The wake from each rotor moves closer to each other while traveling in the streamwise direction, and then is merged together inducing large fluctuations in the transverse velocity. Due to the wake merging, on the center plane of the UAV, the velocity increases in the streamwise direction showing two-peak structure in the streamwise velocity contours.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권1호
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• pp.20-25
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• 2005

본 연구에서는 UH-1H 헬리콥터의 축소 로터에 대한 두께소음과 하중소음, 그리고 와류흘림에 의한 광역소음을 각각 수치계산을 통해 얻어내고, 그 크기를 비교하였다. 로터의 후류형상은 Kocurek과 Tangler의 지정후류 방법을 사용하였으며, 팁 마하수 $M_{T}$의 범위는 0.2, 0.4, 0.8로 나누어서 유동장 계산과 그에 따른 소음해석을 시도하였다. 팁 마흐 수 $M_{T}$ = 0.8에서 와류 흘림에 의한 광역 소음은 가청주파수 대역 및 A-가중함수를 고려하였을 때에 상대적으로 저주파수 특성을 갖는 두께소음이나 하중소음에 비해 작은 값을 보이는 것으로 나타났다. 특히 광역소음은 가청주파수를 벗어난 초음파 영역에서 대부분의 음압을 방사하는 것으로 나타났다. 반면 $M_{T}$를 0.4 이하로 하였을 때에는 광역소음이 저주파수 영역으로 이동하면서 이산소음에 비해 더 소음레벨을 보이는 것으로 나타났다. 즉, 저속 회전하는 헬리콥터 로터의 경우에는 광역소음의 고려가 필수적임을 알 수 있다.

• 한국항해항만학회지
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• 제35권10호
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• pp.805-810
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• 2011

트랜섬 선미 형상변화에 따른 후류 유동특성을 알아보기 위해 $Re=3.5{\times}103$ 및 $Re=7.0{\times}103$에서 수면하부 유동을 계측하였다. 선미형상변화에 따른 유동장 계측을 위해 2-프레임 그레이레벨 상호상관 PIV기법을 이용하여 분석하였다. 선미형상은 실선조사 결과를 바탕으로 선저와 이루는 각을 각각 $45^{\circ}$(모델 A), $90^{\circ}$(모델 B) 및 $135^{\circ}$(모델 C)를 실험에 적용하였다. 모델의 선미 침수면의 깊이는 자유 수면으로부터 40mm를 기초하였다. 레이놀즈수가 증가함에 따라, 와의 규모가 증가하고 하류로 길게 형성되는 경향을 나타냈다.

• 한국항해항만학회지
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• 제32권6호
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• pp.453-458
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• 2008

원형실린더에 크기가 다른 제어봉을 부착하여 2차원 단면 유통특성에 대해서 시간평균유동장을 계측하여 근접후류 제어에 관하여 PIV기법을 적용하여 연구를 수행하였다. 모델시험은 각각 크기가 다른 제어봉을 적용하였으며($d/D=0.1{\sim}d/D=0.5$) 레이놀즈수는 원형실린더의 직경을 기준으로 Re=15,000으로 적용하였다. 유동장의 속도분포론 획득하기 위해 2프레임 상호상관법을 이용하였다. 실험에 적용된 원형실린더(D=50mm)에 제어봉을 부착한 결과를 상호 비교함으로서 시간평균속도분포와 제어봉에 의한 유동제어 효과를 알 수 있었다.

• 에너지공학
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• 제28권4호
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• pp.19-28
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• 2019

수직으로 위치한 다공성의 방풍벽을 통과해 흐르는 공기의 난류 유동특성을 해석하였다. 방풍벽은 다수의 원형 단면으로 구성된 공극으로 구성하고, 다공도는 공극의 직경으로 조절하였다. 대부분의 결과는 FLUENT를 이용한 해석결과로 3차원 다공벽 주위의 유동특성을 제시하였으며, 방풍벽에 형성되는 압력분포를 통해 방풍벽의 항력계수를 제시하였다. 항력계수는 레이놀즈 수 및 다공도에 의해 정의되나 레이놀즈 수의 영향은 크지 않은 반면에 다공도에 대한 영향은 매우 크다. 3차원 공극을 갖는 방풍벽의 항력계수를 다공도의 함수로 제시하여 2차원 결과와 비교하였다.

• 융복합기술연구소 논문집
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• 제11권1호
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• pp.29-32
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• 2021

편대비행 항공기들은 선행항공기에서 발생시킨 후류의 영향으로 후행항공기의 공력효율이 증가하는 것으로 잘 알려져 있다. 비점성 비회전 유동장에 관한 연속방정식을 지배방정식으로 사용하는 패널법은 비교적 빠른 시간 이내에 항공기의 공력특성 변화를 계산할 수 있는 장점이 있다. 본 연구에서는 편대비행 항공기들 사이의 항공기들 사이의 흐름방향 거리는 스팬길이의 2.5배로 위치시키고, 수평상대거리는 스팬길이의 -0.4~0.3배로, 수직상대거리는 스팬길이의 -0.25, -0.15.0.15.0.25배로 변화시키며 계산을 수행했다. 연구결과 선행항공기와 후행항공기의 수평상대거리 변화의 경우 주날개들이 안쪽으로 겹침이 발생하고, 수직 상대거리가 가까울수록 더 큰 공력성능 향상을 얻을 수 있었다. 편대비행 하는 후행항공기의 공력성능 향상은 선행 항공기로부터 발생한 익단 와류의 올려흐름 영향에 기인한 것이다. 선행항공기로부터 발생한 익단와류는 후행항공기의 모멘트 특성을 변화시켜 비행안정성에 영향을 미치게 된다. 향후 연구에서는 선행항공기로부터 발생한 와의 영향이 후행항공기의 모멘트 특성에 미치는 영향을 연구 할 것이다.

• 한국항해항만학회지
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• 제27권5호
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• pp.473-478
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• 2003

평행한 벽 사이에 원형배관(circular pipeline)을 놓고 그 주위의 유동특성에 대한 수치연구를 수행하였다. 비압축성 유체를 가지고, Navier-Stokes 방정식을 풀었고 3차 풍상(upwind) 차분의 수치해법을 이용하였다. 한쪽 벽과의 거리가 매우 작아질 때, 볼텍스 떨어짐이 상당히 억압되는데 이것은 벽 경계와의 상호 박리 작용 때문으로 간수된다. 본 연구는 레이놀드 수의 변함과 물체가 벽에 접근함에 따른 볼텍스 떨어짐의 특성을 규명하는데 있다. 원형배관 후류와 평행벽내 유기된 박리의 상호작용을 집중적으로 다루며 서로 다른 조건에서 박리와 와역한(vorticity dynamics)의 특성을 해석하였다.