• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제7권3호
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• pp.187-202
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• 2020

The exhaust nozzle serves back pressure of Pulse detonation combustor, so combustion chamber gets sufficient pressure for propulsion. In this context recent researches are focused on influence of nozzle effect on single cycle detonation wave propagation and propulsion performance of PDE. The effects of various nozzles like convergent-divergent nozzle, convergent nozzle, divergent nozzle and without nozzle at exit section of detonation tubes were computationally investigated to seek the desired propulsion performance. Further the effect of divergent nozzle length and half angle on detonation wave structure was analyzed. The simulations have been done using Ansys 14 Fluent platform. The LES turbulence model was used to simulate the combustion wave reacting flows in combustor with standard wall function. From these numerical simulations among four acquaint nozzles the highest thrust augmentation could be attained in divergent nozzle geometry and detonation wave propagation velocity eventually reaches to 1830 m/s, which is near about C-J velocity. Smaller the divergent nozzle half angle has a significant effect on faster detonation wave propagation.

• 한국자동차공학회논문집
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• 제21권6호
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• pp.108-116
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• 2013

Diesel engine injector is used for spraying the fuel into the cylinder chamber. Complex phenomenon like cavitation occurs from small scale domain, highly pressurized condition and rapid injection. Flow inside the nozzle affects the whole engine performance including combustion and exhaust, therefore understanding the flow inside the injector nozzle is very important. In this paper, cylindrical and convergent-divergent nozzles are suggested for nozzle types and their influences on nozzle internal flow and nozzle outlet characteristics will be analyzed by changing their outlet diameters.

• 한국추진공학회지
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• 제15권5호
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• pp.27-34
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• 2011

초음속 항공기에서 피치 편향이 가능한 추력편향 노즐에 대한 해석적 연구를 수행하였다. 초음속 항공기의 비행조건에서 터보팬 엔진의 기본성능을 도출하였으며, 이를 바탕으로 이차원형태의 피치 편향이 가능한 추력편향 노즐을 설계하였다. 상용 해석프로그램인 Fluent 를 이용하여 축소확대 노즐에 대한 기본 유동특성을 파악하고, 피치 추력편향시의 유동특성과 비교하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.483-486
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• 2009

항공기의 초음속 배기노즐에서 피치 및 요 편향과 함께 가변으로 작동하는 추력편향 노즐에 대한 연구를 수행하였다. 최대속도 마하 1.8, 비행 반경 400Nm에 대한 가상의 항공기에 대한 엔진모델을 생성하여, 항공기의 각 작동영역에 대한 싸이클 해석을 수행하여 추력편향 노즐의 기본사양을 구성하였다. 이를 바탕으로 2차원 추력편향 노즐을 설계하고, 유동 분석은 피치 및 요각의 편향에 의해 수행되어졌다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.170-176
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• 2010

초음속 항공기에서 피치 편향이 가능한 추력편향 노즐에 대한 해석적 연구를 수행하였다. 초음속 항공기의 비행조건에서 터보팬 엔진의 기본성능을 도출하였으며, 이를 바탕으로 이차원형태의 피치 편향이 가능한 추력편향 노즐을 설계하였다. 상용 해석프로그램인 Fluent 를 이용하여 축소확대 노즐에 대한 기본 유동특성을 파악하고, 피치 추력편향시의 유동특성과 비교하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제25권12호
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• pp.1702-1710
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• 2001

Supersonic coaxial jets are investigated numerically by using the axisymmetric, Wavier-Stokes equations which are solved using a fully implicit finite volume method. Three different kinds of coaxial nozzles are employed to understand the flow physics involved in the supersonic coaxial jets. Two convergent-divergent supersonic nozzles are designed to have the same Mach number 2.0, and used to compare the coaxial jet flows with those discharging from one constant-area nozzle. The impingement angle of the annular jets are varied. The primary pressure ratio is changed in the range from 2.0 to 10.0 and the assistant jet ratio from 1.0 to 3.0. The results obtained show that the fluctuations of the total pressure and Mach number along the jet axis are much higher in the constant-area nozzle than those in the convergent-divergent nozzles, and the constant-area nozzle lead to higher total pressure losses, compared with the convergent-divergent nozzles. The assistant jets from the annular nozzle affect the coaxial jet flows within the distance less than about ten times the nozzle throat diameter, but beyond it the coaxial jet is conical with self-similar velocity profiles. Increasing both the primary jet pressure ratio and the assistant jet pressure ratio produces a longer coaxial jet core.

• 한국추진공학회지
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• 제24권4호
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• pp.12-24
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• 2020

이중목 노즐은 유체 추력벡터제어 분야에서 특히 효과적인 방법이며, 다른 축소부가 종래의 축소-확대 노즐의 확대부에 연결된다. 본 연구에서는 3차원 초음속 직사각형 노즐에서 추력벡터제어 성능에 대한 분사각의 영향을 조사하기 위하여 수치해석을 수행하였다. 5개의 분사각에 대하여 다루었으며, 편향각도, 분사 질량유량비, 시스템 전체 추력비, 전체 피칭 추력효율, 대칭면에서의 마하수 분포와 유선 및 다른 면에서 마하수 분포를 포함하는 임계 성능변화가 정량적으로 그리고 정성적으로 분석되었다. 본 연구의 결과는 특히 전투기 설계자에게 유용한 기술적 자료를 제공한다.

• 대한용접접합학회:학술대회논문집
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• 대한용접접합학회 2009년 추계학술발표대회
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• pp.25-25
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• 2009

종래의 위보기 자세에서 용접은 중력이 모재의 표면으로 향하고 있어 용융금속이 중력에 의해 표면방향으로 흘러내리게 되어 용접 실시가 불가능하였다. 이에 Shield Gas Force, Trailing Gas Force 그리고 Ahead Gas Force를 적절히 적용하여 Position Welding에서 중력으로 인해 Molten Metal이 처지는 문제를 극복하여 생산성 향상으로 연결할 수 있음을 선행 실험을 통해 확인하였으나 기존의 C(Convergent)형, CP(Convergent Divergent)형 및 P(Parrallel)형 가스 노즐은 용접조건에 따라 실드 가스의 소모량이 많고, 토출되는 실드가스력이 부족하여 용접시 볼록한 이면 비드 형성을 위한 용융 풀을 효과적으로 제어 할 수 없다. 따라서 본 연구에서는 동일량의 실드 가스 공급시 가스 노즐을 통해 토출되는 실드가스의 소모를 줄이고 실드가스력을 극대화하여 저가의 고생산성을 가진 친 환경 용접기술(Green welding)에 부합하는 CDP(Convergent Divergent Parrallel)형 가스 노즐을 제작하여 기존의 CP형 가스 노즐과 비교 분석하였다. 또한 Overhead Position에서의 비드형상제어와 Flat Position에서 방풍효과를 비교해 보았다. 그 결과 CDP Nozzle은 CP Nozzle보다 동일한 유량에서 풍속은 3.5배, 냉각능력은 1.5배, 가스압력은 6.25배로 우수한 성능을 확인할 수 있었고, Overhead Position에서 가스 유량을 동일하게 하여 용접하였을 때 CP Nozzle의 경우 오목한 이면비드가 나타났지만 CDP Nozzle의 경우 볼록하게 양호한 이면비드 형상이 나타났고, Flat Position에서의 방풍효과 비교실험에서 CDP Nozzle에서는 깊고 균일한 용입을 CP Nozzle에서는 불안정한 용입이 나타났는데 이는 CDP Nozzle의 경우 풍속에 의한 Arc Blow가 적게 발생하여 상대적으로 더 나은 용입을 확인하였다.

• 대한기계학회논문집
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• 제14권6호
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• pp.1639-1644
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• 1990

본 연구에서는 경계층 해석 방법의 범위 내에서 복사열전달의 영향을 고려하 는데 있어서 매질의 광학적 두끼ㅔ가 얇다고 가정하여 매질 내부에서의 자체적인 복사 열의 후ㅂ수는 무시하고, 가스의 방사 에너지가 모두 벽으로 전된다고 가정하였으며 복사 전달량은 평균광로(mean beam length)를 고려한 가스방사율을 도입하여 복사전달 량을 계산하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권3호
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• pp.62-69
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• 2014

초음속 항공기의 추진기관으로 이용되는 후기연소기 장착 터보팬 엔진의 축소-확대 노즐에 대한 예비 연구를 수행하였다. 이를 위하여 지상정지 표준 대기에서 29,000 lbf 급의 추력을 발생시키는 저 바이패스비를 가진 후기 연소기 장착 터보팬 엔진에 대한 사이클 모델을 설정하였다. 설정된 모델 엔진을 이용하여 Gasturb 12 소프트웨어로 설계점에 대한 성능해석을 수행하여 터빈 후방에서의 일차원 유동특성을 얻을 수 있었다. 항공기 이륙시의 최대추력 조건으로부터 바이패스 덕트와 코어엔진에서 흐르는 가스유동으로부터 엔진의 크기 및 형상에 대한 기본제원을 도출하였다. 탈 설계점 성능해석은 최대 비행 마하수 2.0, 최고 비행고도 15,000 m로 운용되는 항공기의 다양한 운용조건에 대하여 수행하였다.