• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2011년 춘계학술대회논문집
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• pp.465-468
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• 2011

Ice accretion on aircraft surface can greatly deteriorate the safety of aircraft. In particular, it can be a cause of impediment for aircraft performances such as aerodynamic characteristics, control, and engine. Numerical simulation of icing accretion based on the state-of-art CFD techniques can be alternative to expensive icing wind tunnel test or flight test. In this study, icing conditions are defined in order to predict the ice accretions around the air intake of aircraft. Then the range and amount of ice accretion on the intake in icing wind tunnel were investigated In addition, a study on the size effect of icing wind tunnel was conducted in order to check the compatibility with the real in-flight test environment.

• 물과 미래
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• 제29권1호
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• pp.249-263
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• 1996

본 논문에서는 고정된 전선과 원형 실린더에 부착되는 icing 으로 인해 발생되는 하중(icing의 무게 및 풍하중)에 관한 실험을 수행하고 그 결과를 수록하였다. 실험은 이동 가능한 풍동을 이용하여 냉동실 실험과 실혼 실험으로 구분하여 실시하였다. 냉동실 실험에서는 icing으로 인한 하중의 시간적 변화를 측정하였으며, 실온 실험에서는 특제작한 icing 모형을 이용하여 풍속 변화에 따른 풍하중 변동을 측정하였다.

• Wind and Structures
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• 제32권3호
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• pp.205-217
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• 2021

Cold regions with high air density and wind speed attract wind energy producers across the globe exhibiting its potential for wind exploitation. However, exposure of wind turbine blades to such cold conditions bring about devastating impacts like aerodynamic degradation, production loss and blade failures etc. A series of wind tunnel tests were performed to investigate the effect of icing on the aerodynamic properties of wind turbine blades. A baseline clean wing configuration along with four different ice accretion geometries were considered in this study. Aerodynamic force coefficients were obtained from the surface pressure measurements made over the test model using MPS4264 Simultaneous pressure scanner. 3D printed Ice templates featuring different ice geometries based on Icing Research Tunnel data is utilized. Aerodynamic characteristics of both the clean wing configuration and Ice accreted geometries were analysed over a wide range of angles of attack (α) ranging from 0° to 24° with an increment of 3° for three different Reynolds number in the order of 105. Results show a decrease in aerodynamic characteristics of the iced aerofoil when compared against the baseline clean wing configuration. The key flow field features such as point of separation, reattachment and formation of Laminar Separation Bubble (LSB) for different icing geometries and its influence on the aerodynamic characteristics are addressed. Additionally, attempts were made to understand the influence of Reynolds number on the iced-aerofoil aerodynamics.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권4호
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• pp.253-260
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• 2013

회전익기의 공기흡입구 주위 표면에 발생한 결빙은 엔진의 성능을 저해하는 요인으로 비행 안전성에 심각한 영향을 끼칠 수 있다. 항공기 표면에 발생하는 결빙현상을 분석하는데 많은 비용이 소요되는 결빙 풍동 시험 및 비행시험에 비해 전산유체역학을 기반으로 한 결빙 시뮬레이션은 매우 효과적인 도구가 될 수 있다. 본 연구에서는 결빙조건에서 회전익기 공기흡입구 부근에 설치된 방빙장치의 작동 유무에 따른 결빙의 양과 발생 영역을 CFD 예측기법 및 결빙 풍동시험을 통해 분석하였다. 방빙장치를 작동시킨 경우 공기 흡입구 표면에서의 결빙의 질량과 최대 두께가 약 80% 이상 감소하는 것을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권2호
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• pp.146-156
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• 2012

비행 중 결빙은 항공기 운용에 위험한 상황을 초래하게 되며, 개발 및 감항 인증 과정중 성능과 안전에 미치는 영향이 평가되어야 한다. 평가를 위한 결빙 풍동시험에서 스케일링 기법은 실제와 동등한 수집율과 결빙량이 모사되는 대체시험 조건을 결정하는 기법이다. 본 논문에서는 Olsen 및 Ruff-IV 기법과 무차원 Weber 수를 일치시켜 속도를 계산하는 방법을 적용하여 연구자들이 쉽게 이용할 수 있도록 스케일링 프로그램을 개발하였다. 동일조건에서 수행된 NASA 스케일링 결과와 비교하여 프로그램을 검증하였다. 또한 FAR Part 25 Appendix C를 적용한 스케일링 사례를 제시하고 결빙코드 FENSAP-ICE를 이용하여 스케일링 기법을 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권6호
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• pp.481-486
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• 2011

결빙 관련 풍동 시험은 과냉각된 액적과 모델의 상사성을 고려하여 실제 크기 모델에 대해 풍동 시험이 이루어져야 하나 풍동 시험장의 공간적 제한으로 전기체에 대한 항공기 결빙은 제한적 혹은 항공기 구성품 단위별로 풍동 시험이 수행된다. 제한된 공간의 결빙 풍동 시험장에서 전기체 형상과 유사한 축적율과 결빙 영역을 조사하기 위해 본 연구에서는 일차적으로 실제 크기의 익형에 대해 Truncated Flapped 개념을 적용하였다. Flap의 변위각에 따른 압력 분포와 축적율의 경향성을 실제 크기의 익형과 Truncated Flapped 익형을 비교한 결과 정량적, 정성적으로 매우 유사한 경향을 나타냄을 확인하였다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제17권2호
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• pp.100-106
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• 2012

Ice accretion on the surface of aircraft in flight can adversely affect the safety of aircraft. In particular, it can cause degradation of critical aircraft performances such as maximum lift coefficient and total pressure recovery factor in engine air intake. In this study, computational prediction of ice accretion around a rotorcraft air intake is conducted in order to identify the impingement region with high droplet collection efficiency. Then the amount of ice accretion on the air intake, which is essential in determining the required power of ice protection system, is calculated. Finally, the effect of icing wind tunnel size is investigated in order to check the compatibility with the real in-flight test environment.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권9호
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• pp.714-719
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• 2013

본 연구 대상 터보 프롭 항공기는 주어진 항공기 임무 수행을 위해 결빙 조건하에서도 운용이 가능하여야 한다. 동 연구에 적용된 터보 항공기의 공기 흡입구 계통은 정상 비행조건하에서 엔진 입구에 최대 전압력을 공급할 수 있도록 설계 및 검증이 되어야 할 뿐만 아니라 결빙조건하에서 생길 수 있는 얼음과 같은 입자가 엔진 흡입구 망으로 들어가서 엔진 화염꺼짐이나 엔진에 심각한 손상을 주지 않도록 하기 위한 관성분리기를 포함하도록 개발이 되어야 한다. 따라서 결빙 조건하에서 형상이 변하는 가변형상의 공기흡입구 조립체를 설계하고 설계 결과 확인을 위해 조립체에 대한 전산 유동 및 구조해석을 수행하였다. 이후 35% 축소형 모델을 제작하여 풍동시험을 수행하였다. 동 논문에서는 흡입구 조립체 개발과정에서 요구되는 공기역학적 설계, 잔산 유동/구조 해석 및 풍동 시험평가 결과를 기술하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권11호
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• pp.944-951
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• 2018

회전익기의 결빙운용능력이 요구될 경우 자연결빙 비행시험전 풍동시험과 인공결빙시험을 선행하면 개발기간을 단축시킬수 있다. 한국형기동헬기의 경우 인공결빙 시험을 수행하여 각 시험조건에서 방 제빙기능의 정상작동을 확인 후 자연결빙시험을 수행하였다. 인공결빙시험에서 시험조건인 액적량(LWC)과 액적 평균직경(MVD)을 확인하기 위해 정밀센서인 구름기상정보관측기(CCP)를 사용하는데 시험환경, 장비오차등의 이유로 측정치의 불확실성이 존재할 수 있어 시험조건 확인이 다방면으로 필요하다. 동체에 착빙된 얼음두께로부터 LWC를 계산하여 측정값과 비교한 결과, 시험조건을 간접적으로 검증해 볼 수 있는 효과적인 방법임을 확인하였다.

• Wind and Structures
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• 제18권2호
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• pp.135-154
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• 2014

Aerodynamic characteristics of crescent and D-shape bundled conductors were measured by high frequency force balance technique in the wind tunnel. The drag and lift coefficients of each sub-conductor and the whole bundled conductors were presented under various attack angles of wind. The galloping possibility of bundled conductors is discussed based on the Den Hartog criterion. The influence of icing thickness, initial ice accretion angle and sub-conductor on the aerodynamic properties were investigated. Based on the measured aerodynamic force coefficients, a computationally efficient finite element method is also implemented to analyze galloping of iced bundled conductors. The analysis results show that each sub-conductor of the bundled conductor has its own galloping feature due to the use of aerodynamic forces measured separately for every single sub-conductors.