• Ocean Systems Engineering
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• 제6권3호
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• pp.245-264
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• 2016

The iterative boundary element method (IBEM) developed originally before for cavitating two-dimensional (2-D) and three-dimensional (3-D) hydrofoils moving under free surface is modified and applied to the case of 2-D (two-dimensional) airfoils and 3-D (three-dimensional) wings over water. The calculation of the steady-state flow characteristics of an inviscid, incompressible fluid past 2-D airfoils and 3-D wings above free water surface is of practical importance for air-assisted marine vehicles such as some racing boats including catamarans with hydrofoils and WIG (Wing-In-Ground) effect crafts. In the present paper, the effects of free surface both on 2-D airfoils and 3-D wings moving steadily over free water surface are investigated in detail. The iterative numerical method (IBEM) based on the Green's theorem allows separating the airfoil or wing problems and the free surface problem. Both the 2-D airfoil surface (or 3-D wing surface) and the free surface are modeled with constant strength dipole and constant strength source panels. While the kinematic boundary condition is applied on the airfoil surface or on the wing surface, the linearized kinematic-dynamic combined condition is applied on the free surface. The source strengths on the free surface are expressed in terms of perturbation potential by applying the linearized free surface conditions. No radiation condition is enforced for downstream boundary in 2-D airfoil and 3-D wing cases and transverse boundaries in only 3-D wing case. The method is first applied to 2-D NACA0004 airfoil with angle of attack of four degrees to validate the method. The effects of height of 2-D airfoil from free surface and Froude number on lift and drag coefficients are investigated. The method is also applied to NACA0015 airfoil for another validation with experiments in case of ground effect. The lift coefficient with different clearance values are compared with those of experiments. The numerical method is then applied to NACA0012 airfoil with the angle of attack of five degrees and the effects of Froude number and clearance on the lift and drag coefficients are discussed. The method is lastly applied to a rectangular 3-D wing and the effects of Froude number on wing performance have been investigated. The numerical results for wing moving under free surface have also been compared with those of the same wing moving above free surface. It has been found that the free surface can affect the wing performance significantly.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 12th Asian Congress of Fluid Mechanics
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• pp.69.3-69.3
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• 2008

• 한국가시화정보학회:학술대회논문집
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• 한국가시화정보학회 2006년도 추계학술대회 논문집
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• pp.59-62
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• 2006

• 한국항공우주학회지
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• 제34권12호
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• pp.1-8
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• 2006

진동하는 에어포일의 후류에 미치는 레이놀즈수의 영향을 조사하기 위한 실험적 연구를 수행하였다. NACA 0012 에어포일은 1/4 시위를 기준으로 피칭운동을 하고, $\pm$6$^{\circ}$ 내에서 진동하도록 설정하였다. 진동하는 에어포일에서 후류를 측정하기 위하여 2축 열선풍속계가 사용되었고 연선 가시화 기법이 경계층을 관찰하기 위하여 사용되었다. 실험조건에서 자유흐름속도는 1.98, 2.83 그리고 4.03 m/s이며, 이를 근거로 한 레이놀즈수는 각각 $2.3{\times}10^4$, 3.3${\times}10^4$, 4.8${\times}10^4$이다. 모든 경우에 에어포일 진동수는 무차원 진동수 K=0.1에 맞게 조절되었다. 실험 결과, 피칭하는 에어포일의 경계층 및 후류 유동 특성은 레이놀즈수 2.3$\times$104, 3.3$\times$104 사이에서 크게 다르게 나타나며, 레이놀즈수 3.3${\times}10^4$와 4.8${\times}10^4$에서 유사하게 나타난다. 이것은 레이놀즈수 2.3$\times$104에서 비정상 분리가 크게 지연되기 때문이다.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권7호
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• pp.445-454
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• 2022

항공기가 빙점 이하의 습도가 높은 구름대를 지날 때 액적이 항공기와 충돌하면 날개, 동체 등 항공기 구성품에 결빙이 발생한다. 특히 항공기의 날개에 결빙이 증식되면 공력 성능의 저하와 비행 안정성의 감소 등의 치명적인 안전 문제를 초래할 수 있다. 본 연구에서는 항공기 날개에 적용되는 고양력 장치인 다중 익형의 결빙 증식량이 최소가 되도록 형상 최적설계를 수행하였다. 3차원 Reynolds-Averaged Navier-Stokes 지배 방정식을 이용하여 공력해석을 수행하였고, 다물리 전산해석을 통해 결빙의 형상 및 증식량을 예측하였다. 최적설계의 목적함수는 결빙 증식량 최소화로 설정하였고, 설계변수는 Slat과 Flap의 전개 각도와 위치를 정의하는 형상 변수 6개를 선정하였다. 설계 과정에서 목적함수의 평가는 크리깅 근사모델을 사용하여 대체하였고 유전자 알고리즘을 적용하여 최적 형상을 도출하였다. 최적화를 수행한 결과, Slat과 Flap에 최적의 전개 각도와 위치를 적용하였을 때 결빙 증식량이 약 8% 감소하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2003년도 The Fifth Asian Computational Fluid Dynamics Conference
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• pp.107-109
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• 2003

We propose a wall distance free one-equation turbulence model. The model is organized in an extremely simple form. Only a few model constants were introduced into the model. The model is numerically tough and easy-of-use. The model also demonstrated the ability to simulate the laminar to turbulent flow transition. The model has been applied to the channel flow, the plane jet, the backward facing step flow, the flat plate boundary layer, as well as the flow around the 2D airfoil at large angles of attack, which obtained satisfactory results.

• 한국전산유체공학회지
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• 제19권4호
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• pp.80-85
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• 2014

High-volume low-speed (HVLS) fans are one category of ceiling fan installed in large enclosings such as warehouses, large barns and health clubs in order to generate comfortable air circulation. As a rotary blade, aerodynamic performance of a HVLS fan is predominantly related to its airfoil(s), and the pitch and twist angles. This paper first, investigates the effects of airfoil on the performances of three different HVLS fans with NACA 5414, 6413 and 7415 airfoils. The fans have six untwisted blades with the diameter of 6 m and rotate at 60 RPM. The blades pitch angels are $12^{\circ}$, $12^{\circ}$ and $13^{\circ}$, respectively. The results are presented in the form of the aerodynamic forces and moments, volumetric flow rate and streamlines. Regarding the volumetric flow of air, the results show that the model with NACA 7415 has the best performance. Hence, two other HVLS fans with the same airfoil but, with four and five blades are studied in order to investigate the effects of number of blades. From the point of view of air circulation still the six-bladed fan is the best one; however, the five-bladed fan is more efficient in power consumption.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권5호
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• pp.18-27
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• 2005

세로 정안정성이 우수한 지면효과익기 익형을 최적설계하였다. NURBS 형상함수를 사용하여 형상을 설계하고 Navier-Stokes 해석을 통해 공력특성을 해석하였으며, 반응표면법을 사용하여 최적화하였다. 수치계산 효율성을 증대하고 상용 설계/해석 코드 기반의 자동화된 최적화를 위하여 네트워크 분산환경을 구현한 설계최적화 프레임워크를 사용하였다. 양력 최대화 설계 결과로서 기존의 DHMTU 익형과 유사한 안정성 특성을 가지며 양력특성이 개선된 익형을 얻었으며, 강화된 전방하중 특성과 후방의 반전된 캠버선이 특징적으로 나타났다. 이수 중의 피칭모멘트 변화폭이 감소된 익형도 설계하였으며, 전방하중 경향이 약화되고 양력도 약간 감소한 것으로 나타났다. 기존의 포텐셜 유동에 기반한 설계최적화 결과와 비교함으로써 실용적이며 실제로 구현 가능한 공력특성의 개선을 위해서는 반드시 점성을 고려해서 설계를 해야하며 다양한 익형을 생성시킬 수 있는 형상설계 기능의 중요성을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권2호
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• pp.11-16
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• 2006

충격파관을 이용하여 NACA와 이중쐐기 날개 주변의 천음속 유동에 대한 실험적 연구가 수행되었다. 벽면효과와 반사충격파의 영향을 최소화하기 위해 슬랏벽과 챔버를 가지는 실험부가 설계되었으며 이를 통해 충격과관을 비교적 높은 레이놀즈수의 천음속 유동을 발생시키는 간단하고 경제적인 풍동장치로 이용하고자 하였다. 열기류 마하수 0.80~0.84, 레이놀즈수 약 $1.2{\times}10^6$ 받음각 $0^{\circ}$ 와 $2^{\circ}$의 유동 조건에서의 천음속 날개 유동은 섀도우그래프법에 의해 가시화되었다. 날개 주변의 충격파 분포는 기존의 일반 천음속 풍동 실험의 결과와 비교되었다. 실험결과는 본 실험에 사용된 충격파관은 실험 마하수 범위와 날개에 대해 천음속 풍동으로서의 유효한 성능 특성을 나타내었다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제18권1호
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• pp.1-6
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• 2013

Missile and fighter aircraft have been challenged by low restoring nose-down pitching moment at high angle of attach. The consequence of weak nose-down pitching moment can be resulting in a deep stall condition. Especially, the pressure oscillation has a huge effect on noise generation, structure damage, aerodynamic performance and safety, because the flow has strong unsteadiness at high angle of attack. In this paper, the unsteady aerodynamics coefficients were analyzed at high angle of attack up to 50 degrees around two dimensional NACA0012 airfoil. The two dimensional unsteady compressible Navier-Stokes equation with a LES turbulent model was calculated by OHOC (Optimized High-Order Compact) scheme. The flow conditions are Mach number of 0.3 and Reynolds number of $10^5$. The lift, drag, pressure, entropy distribution, etc. are analyzed according to the angle of attack. The results of average lift coefficients are compared with other results according to the angle of attack. From a certain high angle of attack, the strong vortex formed by the leading edge are flowing downstream as like Karman vortex around a circular cylinder. The primary and secondary oscillating frequencies are analyzed by the effects of these unsteady aerodynamic characteristics.