• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2000년도 춘계 학술대회논문집
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• pp.1-13
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• 2000

This paper presents a review of the methodology, problems and progress in computational aeroacoustics(CAA). The nature, characteristics, and objectives of aeroacoustics problems are quite different from the commonly encountered CFD problems. In this paper, computational methods that are designed especially for CAA applications are introduced. The potential offered by CAA, the numerical issues which need to be given careful attention, and some of the recent progress in solving aeroacoustic problem are discussed

• 한국음향학회지
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• 제41권6호
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• pp.713-722
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• 2022

본 연구에서는 대상 원심팬 시스템에서 발생하는 유동 현상과 공력 음향 성능을 수치적/실험적으로 분석하고 다양한 수치 기법을 비교하여 평가하고자 하였다. 먼저 원심팬의 성능을 실험적으로 분석하기 위해 반무향실에서 음향 파워를 측정하였으며, 실험 결과를 통해 대상 원심팬 시스템에서 방사되는 소음 성능에 대한 유효 주파수 범위를 파악하고 이에 대한 수치 모사를 실시하였다. 수치적으로 유동 및 음향 파워를 분석하기 위해 Navier-Stokes 방정식과 Ffowcs Williams&Hawkings 방정식을 각각 유동장과 음향장의 지배방정식으로 사용하였으며, 음향장의 구현을 위해 가상의 음향 방사면을 설계하여 사용하였다. 고차 3차원 전산유체역학(Computational Fluid Dynamics, CFD)와 연계된 Hybrid-CAA 기법을 사용하여 모사한 음향 파워 레벨과 소음 실험을 통해 측정한 음향 파워 레벨의 비교를 통해 사용된 수치 기법의 정확도 및 수치적 특성을 평가하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2003년도 The Fifth Asian Computational Fluid Dynamics Conference
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• pp.170-171
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• 2003

• 한국음향학회지
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• 제33권1호
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• pp.40-47
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• 2014

원심팬 날개 깃에서 발생한 와류와 원심팬 볼루트 사이의 상호작용은 원심팬의 주요한 소음원으로 알려져 있다. 본 연구에서는 저소음 설계의 기초 자료로 활용하기 위하여 원심팬의 주요한 소음원 영역으로 고려되는 원심팬 볼루트 영역을 세분화하여 볼루트 영역내의 상대적 기여도를 분석한다. 주요한 소음원으로부터 방사되는 소음을 예측하기 위해 내부 음장용 복합 전산공력음향학(CAA, Computational Aero-Acoustics) 방법을 사용한다. 이 방법은 전산유체역학(CFD, Computational Fluid Dynamics)과 음향상사법(Acoustic Analogy), 그리고 경계요소법(BEM, Boundary Element Method)을 사용하여 원심팬 내부 유동장으로부터 방사한 소음을 원심팬 외부 음향장에서 예측하는 방법이다. 복합 CAA 방법을 이용한 원심팬 볼루트 영역내의 소음원의 상대적 기여도 분석은 컷-오프영역으로부터 출구영역보다 컷-오프영역으로부터 원심팬 스크롤영역이 전체 소음에 대한 기여도가 높고, 날개 깃의 쉬라우드 영역보다 허브 영역이 전체 소음에 대한 기여도가 높다는 것을 보여준다. 이러한 결과는 향후 저소음 원심팬 개발을 위한 유용한 자료로 활용될 것이다.

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제17권4호
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• pp.590-598
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• 2003

A computational aero-acoustic (CAA) method is used to predict the tonal noise generated from a cavity of automobile door seals or gaps at low flow Mach numbers (A$\_$$\infty$/=0.077 and 0.147) In the present method, the acoustically perturbed Euler equations are solved with the acoustic source term obtained from the unsteady incompressible Navier-Stokes calculations of the cavity flow in self-sustained oscillations. The aerodynamic and acoustic fields are computed for the Reynolds numbers based on the displacement thickness, Re$\_$$\delta$*/=850 and 1620 and their fundamental mode characteristics are investigated. The present method is also verified with the experimentally measured sound pressure level (SPL) spectra.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 2001년도 유체기계 연구개발 발표회 논문집
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• pp.76-80
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• 2001

Unsteady compressible Euler equation is solved and the high-order, high-resolution numerical solver, physical boundary condition, adaptive nonlinear artificial dissipation model and conformal mapping are applied to computation of steady transonic flow and unsteady acoustics. The acoustic characteristics of axi-symmetric duct and two dimensional straight/S channel are studied and the computation results shows good agreements with linear analysis. In transonic case, local time stepping and canceling-the-residual techniques are used for convergence acceleration. The aspect of flow and acoustics in S-channel and the Pattern of noise radiation is changed by inflow Mach no. and static pressure at fan-face.

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제17권2호
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• pp.280-287
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• 2003

The unsteady flow characteristics and the related noise of separated incompressible laminar boundary layer flows (Re$\sub$$\delta$/* = 614, 868, and 1,063) are numerically investigated. The characteristic lines of the wall pressure are examined to identify the primary noise source, related with the unsteady motion of the vortex at the reattachment point of the separation bubble. The generation and propagation of the vortex-induced noise in the separated laminar boundary layer are computed by the method of Computational Aero-Acoustics (CAA), and the effects of Reynolds number, Mach number and adverse pressure gradient strength are examined.

• 한국음향학회지
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• 제31권6호
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• pp.391-398
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• 2012

본 연구에서는 기존의 RANS(Reynolds Averaged Navier Stokes) 방정식을 이용하는 복합 CAA(Computational AeroAcoustics) 방법에 광대역 소음원 생성을 위한 FRPM(Fast Random Particle Mesh) 기법을 적용하여 원심팬 광대역 소음 예측을 수행하였다. 먼저, RANS 방정식을 이용하여 원심팬 주위의 유동장을 예측하여 주요한 소음원 영역을 추론하고, 추론된 소음원 영역에 FRPM 기법을 적용하여 통계적 특성을 만족하는 난류를 재생하였다. RANS 방정식으로부터 해석된 유동장과 FRPM 기법으로부터 재생된 유동장을 이용하여 합성한 유동장에 음향상사법(Acoustic Analogy)을 적용하여 원심팬의 소음원을 생성하였다. 생성된 원심팬의 소음원을 경계요소법(Boundary Element Method)으로 구현된 선형전파모델에 적용하여 원심팬의 광대역 소음을 예측하였다. 원심팬에 대한 소음 측정값과의 비교를 통하여 제안된 기법이 원심팬의 순음 소음 및 광대역 소음 예측에 효과적임을 확인하였다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2001년도 추계학술대회논문집B
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• pp.300-305
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• 2001

The unsteady flow structure and the related noise generation, which are caused by the separation of a two-dimensional, incompressible, laminar boundary-layer on the flat plate under the influence of local adverse pressure gradient, are numerically examined. The characteristic lines of the wall pressure are examined to understand the unsteady behavior of vortex shedding near the reattachment point of the separation bubble. Also, the generation and propagation of the vortex-induced noise in the separated boundary-layer are calculated by the method of computational aero-acoustics (CAA), and the effects of Reynolds number, Mach number and the strength of the adverse pressure gradient on the unsteady flow and noise characteristics are examined.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제5권2호
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• pp.18-27
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• 2004

An axisymmetric supersonic jet is simulated at a Mach number 2.1 and a Reynolds numberof 70000 to identify the mechanism of Mach wave generation and radiation from the jet. In orderto provide the near-field radiated sound directly and resolve the large-scale vortices highly.high-resolution essentially non-oscillatory(ENO) scheme, which is one of the ComputationalAeroAcoustics(CAA) techniques, is newly employed. Perfectly expanded supersonic jet is selectedas a target to see pure shear layer growth and Mach wave radiation without effect of change injet cross section due to expansion or shock wave generated at nozzle exit. The sound field ishighly directional and dominated by Mach waves generated near the end of potential core. Thenear field sound pressure levels as well as the aerodynamic properties of the jet, such asmean-flow parameters are in fare agreement with experimental data.