• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.10a
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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.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.04a
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• pp.144-152
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• 2011

In order to investigate the operation performance behaviors of the UAV's propulsion system to be operated long time in high altitude, the engine performance tests, which are simulated in the altitude engine test facility should be needed. If the test is performed in a existing altitude engine test facility, additional test apparatuses are required. Among them a proper design of the inlet and exhaust ducts that may directly affect the engine performance is very important. If the design is not adequate, the engine performance loss due to the flow behavior change and the pressure loss may be not similar to the real engine performance. In this work, firstly the engine inlet and exhaust ducts to be mounted to the existing altitude facility are modelled in 3D and its flow behaviors and pressure losses are analyzed using a commercial CFD tool, ANSYS's CFX, and the engine performance with the duct losses is calculated using the performance analysis program developed by C. Kong et al. Finally, the optimized inlet and exhaust ducts' configurations are proposed through the repeated analyses of various duct configurations.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.9 no.3
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• pp.38-48
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• 2005

For the development of Scramjet engine technology, intake designing processes are investigated. The basic geometry is determined by the inviuld relation such as shock wave relations and geometric relations. Furthermore, bleed duct is installed for preventing boundary layer development and shock wave impingement. Performance of the designed intake is validated by numerical analysis. As a result, double- wedge intake showed better characteristics in total pressure recovery than single-wedge intake.

• Journal of Aerospace System Engineering
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• v.13 no.5
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• pp.72-78
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• 2019

Inlet hammershock is the critical loads condition for designing the inlet duct structure of a fighter. The sudden flow reduction in engine compressor causes inlet hammershock with high pressure. The traditional method was used to combine extreme conditions (maximum speed, sea level altitude, and cold day) to analyze this compression wave inlet hammershock pressure. However, after the 90s there have been papers that presented the probabilistic approach for the inlet hammershock to achieve the appropriate design pressure. This study shows how to analyze the inlet hammershock pressure by making practical use of the Republic of Korea Air Force real flight usage data under probabilistic approach and then analyze approximately 30% decreased inlet hammershock pressure compared with the traditional valve.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.23 no.5
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• pp.107-114
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• 2019

In many military aircraft, s-shaped diffusers are used to prevent the fan blades of the turbofan engine from being exposed to the outside. The inlet configurations of the air intakes for military aircraft vary, such as the rectangular intake of the F-22, the crescent-like intake of the F-16, elliptical intake of the MQ-25. In this study, the aerodynamic performance of s-shaped diffusers with various inlet configurations was evaluated using numerical analysis. In addition, the configuration of the middle section of an s-shape duct was changed to the crescent shape, and the effects on its aerodynamic performance were investigated. As a result, there was a slight difference in total pressure recovery according to various inlet configurations with ellipse-shaped middle sections. Also, the total pressure distortion was the lowest in the rectangular inlet shape. When the configuration of the middle section was changed from an ellipse to a crescent shape, the total pressure recovery remained at a high level, except for the ellipse-shaped inlet configuration. In terms of total pressure distortion, the duct with the crescent-shaped middle section showed a significantly more uniform pressure distribution than that with the ellipse-shaped middle section.

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers
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• v.15 no.5
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• pp.1683-1696
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• 1991

본 연구에서는 정4각단면덕트 입구영역에서 층류맥동유동(laminar pulsating flows)의 유동특성을 이론 및 실험적으로 규명하기 위하여, 이론적 방법으로 덕트 입 구영역에서의 층류맥동유동에 대한 운동량방정식을 유도한 후 비선형인 대류항을 선형 화 시켜서 라플라스변환으로 속도분포식의 해를 구하였고, 실험적인 방법으로는 시험 덕트 크기는 횡단면의 가로*세로가 40mm*40mm이고, 길이가 4000mm인 정4각단면덕트 입구영역에서 송풍기에 의한 공기흡입유동으로 층류진동유동을 발생하며 이들 두유동 을 합성시켜 발생한 층류맥동유동에 대하여 열선유속계의 열선신호로부터 얻어진 속도 파형을 고찰하여 덕트내의 맥동유동에 대한 임계레이놀즈수를 결정하고 속도분포를 측 정하였다. 그리고 이론적으로 얻어진 속도분포식과 열선유속계로 측정한 속도분포를 비교검토하여 정확성을 검증하고, 이들 해석결과로 부터 층류맥동유동의 입구길이(en- trance lenght)식을 결정하여 제안하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 2002.10a
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• pp.121-126
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• 2002

Aircraft propulsion systems often use diffusing S-duct to convey air flow from the wing or fuselage intake to the engine compressor, Well designed S-duct should incur minimal total pressure losses and deliver nearly uniform flow with small transverse velocity components at the engine compressor entrance. Reduced total pressure recovery lowers propulsion efficiency and nonuniform flow conditions at the engine face lower engine stall limits. In this study, S-duct which has maximum total pressure recovery and nearly uniform flow profiles at the compressure intake should be found using design optimization methods with 3-dimensional Wavier-Stokes analyses.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.41 no.9
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• pp.714-719
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• 2013

A turboprop aircraft for this study is required to operate at icing condition in order that it performs its given mission. So an air intake system of the turboprop aircraft should be designed and verified not only to provide the maximum possible total pressure at engine inlet at normal flight condition, but also to include an inertial separator which protects Foreign Object Debris (FOD) like ice or snow at icing condition from entering into the engine inlet screen which can cause or lead an catastrophic engine failure like engine flame-out or severe damage. So an air intake assembly incorporating a variable geometry inertial separator has been designed and then CFD/structural analysis for the assembly was performed to see its design results. Then 35% scaled model of the air intake assembly was manufactured and wind tunnel test was done. This paper describes the detailed design results for the aerodynamic design, analysis and wind tunnel testing during the development process of the air intake assembly.

• Proceedings of the Korean Society for Agricultural Machinery Conference
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• 2017.04a
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• pp.167-167
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• 2017

스마트팜 내부의 3차원 공간의 온도, 습도, 기압, 공기질 분석을 통한 돈사 미세 조절 기술에 대한 연구가 진행 중이다. 해당 특성 중에서 기압을 제외한 환경인자들은 돈사 내의 구조 특성상 위치별로, 시간별로 매우 상이한 변이의 형태를 보인다. 일정 시점을 기준으로 계측 지점 이외의 지점에 대한 환경인자들을 공간적으로 추정하는 기술은 대표적으로 컴퓨터 분석 기술에 의존하고 있다. 시간 복잡도가 매우 높은 CFD(Computer Fluid Dynamics) 방식은 정밀도 측면에서 유리하나, 상응하는 제어 기술/하드웨어 등의 부재로 모델링 결과의 활용도가 낮다고 볼 수 있다. 본 연구에서는 CFD를 수행하는 과정에 있어 실질적으로 유효한 단위로 공간 분해능을 낮추고, 동등한 크기의 세부 공간에 대한 모델링을 병렬적으로 수행하기 위한 방안을 연구하였다. 실험적으로 돈사 환경을 3차원으로 구성하기 위하여, 공기 흡입구, 배출구, 기둥, 덕트 요소를 포함시켰다. 실내 공간을 1차적으로 가로, 세로, 높이방향으로 $3{\times}3{\times}3$ 균등 분배한 후 3차원 행렬로 분할하였다. 각 분할된 행렬에 대한 연산 수행을 위하여 현재까지 대중에 공개된 SBC(Single Board Computer) 중 가장 높은 연산 수행 능력이 있는 Odroid-XU4(Hardkernel, AnYang, Korea) 16식을 병렬 클러스터링 기술로 연동하였다. 하나의 AP당 8개의 코어가 내장되어 있으므로, 총 128개의 코어를 이용하여 동시에 128개의 3D 정방행렬 연산이 가능하도록 구성하였다. 모델링을 위한 수학적 모델로는 실험적으로 Steady turbulent model (Newtonian coefficient)을 이용하였다. 클러스터링을 이용한 병렬 처리의 특성상 균등한 정보량을 동시에 배분해야 하므로 108 ($27{\times}4$)개의 코어를 이용하여 1차적으로 나뉜 공간을 다시 4등분하여 동시에 $12{\times}12{\times}12$에 해당하는 공간 분해능에 대한 처리를 동시에 수행할 수 있도록 하였다. 2단계에 걸쳐 분할한 공간 세그먼트에 대한 클러스터링 연산 수행 결과 초당 15회 정도의 연산을 수행할 수 있었으며, 시간 분해능을 100으로 설정한 경우 약 5초가 수행되었다. 선행적으로 수행하였던 CFD 모델링 (OpenFOAM)과 비교하였을 때 상대적으로 정밀도가 낮은 3차원 모델링 결과를 얻을 수 있었다. 모델링에 소요되는 시간을 비약적으로 경감 시킨 장점을 살려 적정한 공간 분할 기법과 추가로 발생하는 다수의 바운더리 조건을 근사적으로 추정할 수 있는 데이터 마이닝 기술이 보완되어야 할 것이다.