• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.282-289
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• 2012

기술 수준에 의해 그 우위가 결정되는 현대 전장에서 항공기 플룸과 복사저부가열은 항공기의 생존성에 관련된 중요한 요인이다. 항공기의 생존성을 향상시키기 위해서는 저부가열, 그리고 항공기 플룸으로부터 방사되는 IR 신호가 감소되어야 한다. 본 연구에서는 IR 신호와 복사저부가열 특성을 고도 5km에서 마하수 0.9와 1.6의 조건으로 설정하여 플룸 내 유동 및 열복사 특성을 고찰하였다. 이를 통해 플룸에서의 IR 신호는 $H_2O$와 $CO_2$의 영향으로 인한 높은 방사특성을 확인하였다. 그리고 마하수가 높고 거리가 가까울수록 저부면에서의 복사열유속은 증가하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권1호
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• pp.45-51
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• 2018

최근 이중모드 램제트 엔진에서 모드 천이는 격리부 출구 마하수의 불연속적인 변화를 일으킨다고 보고된 바 있다. 이 현상을 격리부 입구와 출구에서의 유효 유동 단면적과 압력비에 따라 나타내었으며, 이는 Non-Allowable Region (NAR)으로 설명되었지만, NAR의 발생 기구에 대한 이해는 여전히 부족한 실정에 있다. 본 연구에서는 NAR의 발생 원인에 대한 유동 메커니즘을 조사하기 위해, 앞서 수행한 수치해석 결과들의 상세 연구가 수행되었으며, 스크램제트에서 램제트로의 모드 천이발생 동안 기체역학적 특성에 대한 이해를 돕기 위해 이론해석도 수행되었다. 격리부 입구에서 유동 상태량이 수용할 수 있는 당량비의 임계값이 정해져 있는데, 이 임계값을 초과하는 당량비의 증가는 격리부 입구에서의 정압뿐만 아니라 마하수의 급격한 변화를 발생시키게 되며, 이는 NAR의 발생 원인이 된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권11호
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• pp.909-917
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• 2021

본 연구에서는 스크램제트 제어모델 정립을 위한 1차원 연소기 해석 솔버가 구축되었다. 유체에 대한 지배방정식 및 아레니우스 식 기반의 연소모델, 연료분사모델이 솔버 내에 구현되었으며, 해석이 수행되었다. 솔버의 검증을 위하여 0차원 점화지연 문제 및 1차원 스크램제트 연소해석 문제가 도입되었으며, 현 솔버가 선행 문헌의 결과들을 성공적으로 재현해 내고 있음을 확인하였다. 이어서 아음속 조건에서의 해석을 위한 램제트 해석 알고리즘이 구축되었으며, 열질식 위치를 통해 램제트 조건에서 연소기 입구 마하수를 확정하는 해석이 수행되었다. 램조건에서 PCST (precombustion shock train) 해석을 위한 모델이 도입되었으며, 천이구간 해석을 위한 알고리즘이 도입되었다. 또한 코드 내 램모드 해석의 적절성을 판단하기 위해 격리부 내 의사충격파 길이를 통해 불시동 발생 여부가 분석되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권11호
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• pp.901-907
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• 2021

본 연구에서는 다양한 유도탄 노즈 형상과 유동조건에 대한 공력계수를 예측할 수 있는 인공신경망 기반의 공력 산출 기법을 제시한다. Missile DATCOM를 통해 유도탄 노즈 형상, 유동조건, 유도탄 공력계수로 구성된 학습 데이터셋을 구축하였다. 인공신경망의 예측 성능을 향상시키기 위해 데이터 전처리 과정으로 데이터 정규화를 진행하였고, 과대적합을 방지하기 위해 신경망 학습 과정 중 드롭아웃 기법을 사용하였다. 신경망을 통해 학습하지 않은 유도탄 노즈 형상과 유동조건에 대한 공력계수를 예측하였고 이를 Missile DATCOM 해석 결과와 비교하여 신경망의 성능을 검증하였다. 그 결과 본 연구에서 구축한 신경망은 학습하지 않은 유도탄 노즈 형상과 유동조건에 대한 유도탄 공력계수를 정확하게 산출할 수 있음을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권1호
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• pp.9-16
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• 2019

본 연구에서는 중/고고도 영역에서 운행되는 우주발사체 주위 유동에 대한 해석을 효율적으로 하기 위해 삼차원 Navier-Stokes 방정식을 해석하는 비 정렬 격자 기반의 맥스웰의 미끄럼 경계조건이 적용된 유동 해석자를 개발하였다. 유동해석자의 검증은 축대칭 형태의 blunted cone-tip 형상에 대한 해석을 통해 수행하였다. 해석 결과는 타 연구자의 실험 및 직접모사법 해석 결과와 비교를 통해 일치하는 결과를 확인하였고, 속도 슬립 및 온도 점프에 대한 예측을 통해 본 유동해석자의 신뢰성을 확보하였다. 검증된 해석자를 이용하여 고도 86km의 중/고고도 영역에서 마하수 6으로 비행하는 우주발사체에 대한 유동 해석을 수행하였으며, 중/고고도 영역에서 나타나는 유동 현상들에 대해 고찰하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권4호
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• pp.245-255
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• 2019

본 논문에서는 유도무기의 선두부 형상 절단 비율에 따라서 달라지는 공력특성에 대해 전산유체역학을 이용하여 분석하였다. 해석을 수행하는 형상은 유도무기 동체만 있으며 직경대 길이비는 10.7이다. 선두부 형상은 세 가지를 선택했으며 구형, 25% 절단, 50% 절단형을 비교하였다. 유도무기 동체의 정확한 해석을 위해서 NASA의 풍동시험 데이터를 이용하여 격자 구성법과 해석 기법을 선택하고 검증하였다. 선두부 세 가지 형상에 대해서 비행마하수에 대해 항력을 분석한 결과 절단과 구형이 6~20% 정도 차이 났으며, 동체의 선두부와 기저부의 압력분포를 통해 특성을 분석하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권7호
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• pp.529-537
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• 2021

스크램제트 엔진을 갖는 초고속 비행체로 풍동실험을 수행하였다. 스크램제트 엔진은 별도의 압축기가 없기 때문에 간단한 구조를 갖고 있지만 연소실에서 초음속 연소가 일어날 수 있도록 흡입구를 설계하는 것이 중요하다. 본 연구에서는 연소실 직전에 있는 격리부 출구면 압력 측정을 통해 내부 유동 특성 및 흡입구 시동 조건을 판단하였고 흡입구 성능 변수를 계산하여 마하수 별로 결과를 비교하였다. 유동관통형 초고속 비행체의 공력 특성도 분석하였고 정확한 공력 특성 분석을 위해서 내부 항력 보정이 필요하다. 본 연구에서는 내부 항력 보정을 위해 세 가지 프로브를 이용한 실험 기법을 제시하였다. 내부 항력 보정을 적용하여 내부 유동이 비행체 공력에 미치는 영향을 파악할 수 있었다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제25권4호
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• pp.364-371
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• 2022

Surface state change of ammunition generated during the storage period increases the surface roughness and this affects the flight of ammunition, but there are no research results quantitatively indicating this. In this study, the drag force for each Mach number of howitzer shells was calculated through CFD to which the surface data of the howitzer shell was applied, and analysis of trajectory was performed using drag force values as an input of the 4th Runge-Kutta method, and the degree of decrease of the maximum range caused by the surface roughness of the howitzer shell was estimated. As a result, it was confirmed that the maximum range of howitzer shell with high surface roughness was 1.12 % shorter than that of howitzer shell without roughness. It was confirmed that the effect of surface roughness on the trajectory is not negligible.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권6호
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• pp.449-456
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• 2021

본 연구에서는 저마하수 예조건화 기법이 적용된 기존 압축성 해석자의 해석 범위를 최소한의 수정으로 비압축성 유동해석이 가능하도록 확장하는 전략을 제시하였다. 이를 위해 압축성 총 에너지 방정식과 동일한 형태의 에너지 방정식을 사용하였다. 이러한 에너지 방정식은 비압축성 지배방정식인 연속방정식, 열에너지 방정식과 역학적 에너지방정식의 선형 조합을 통해 얻어진다. 이렇듯 압축성 방정식과 동일한 형태를 갖는 비압축성 지배방정식에 시간 전진 기법을 적용하기 위해 Turkel의 가상 압축성 기법을 적용하였다. 또한 Roe 평균이 공통의 압축성/비압축성 지배방정식에서 모두 유효함을 보였다. 압축성 해석자에 위 내용을 적용하여 비압축성 해석이 가능하도록 확장하는 과정은 본래의 압축성 해석자를 이용한 압축성 해석에 아무런 영향이 없다. 확장된 해석자를 통한 비압축성 해석 검증을 위해 비점성, 층류 그리고 난류 유동에 대한 순차적 해석을 수행하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제2권2호
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• pp.64-73
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• 1998

항공기용 엔진에는 압축기단들 사이에 스트럿을 포함하는 S자형 환형덕트가 존재하기도 한다. 이러한 엔진에서 S자형 덕트를 통과하는 유동은 볼록면과 오목면을 따라 가면서 가속과 감속이 이루어지고, 벽면에서의 경계층 성장으로 인해 유로폐쇄량이 증가한다. 이처럼 S자형 덕트의 영향으로 후방에 존재하는 압축기는 불균일한 축방향 속도분포에 따른 영향을 받게 된다. 따라서, 후방 압축기는 전방에 위치한 S자형 덕트의 영향을 충분히 고려하여 설계하여야 한다. S자형 덕트가 미치는 영향을 고려하여 설계된 원심압축기의 성능을 검증하고, S자형 덕트가 원심압축기 성능에 미치는 영향을 파악해보기 위해 압축기 입구에 S자형 환형덕트를 장착한 경우와 원통형 덕트를 장착한 경우에 대해 각각 성능시험을 수행하였다. 시험결과를 통해 입구에 S자형 덕트가 있는 경우에는 없는 경우보다 압축비 및 효율 등 압축기 성능이 저하되고, 쵸킹유량이 감소함을 알 수 있었다. 이러한 성능저하의 원인을 분석하기 위해 S자형 덕트를 포함하는 임펠러의 유동해석을 수행하였으며, 그 결과 성능저하의 원인은, S자형 덕트와 임펠러의 상호작용으로 설계시 예측했던 것보다 인듀서팁에서 상대마하수가 증가하였고, 영각이 감소하였기 때문임을 확인할 수 있었다.