• 한국항공우주학회지
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• 제48권5호
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• pp.323-334
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• 2020

경계층 천이는 극초음속 비행체의 열공력 성능에 직접적인 영향을 미치기 때문에, 성능 해석과 설계를 위해 천이지점의 정확한 예측 능력이 필수적으로 요구된다. 본 연구에서는 극초음속 경계층 천이 예측을 위한 γ-Re_θt 모델을 개선하고 검증하였다. 천이 시작 위치 결정에 영향을 주는 간헐도 수송방정식 생성항의 계수를 압축성 경계층 상사해를 기반으로 마하수와 벽면온도, 자유류 정체온도 등에 대한 함수 형태로 구성하고 적용하였다. 기본 모델의 Re_θc와 F_length 상관관계식에 마하수에 따른 천이 시작 운동량두께 레이놀즈수와 천이구간의 길이 변화를 반영할 수 있도록 마하수에 대한 관계식을 추가로 결정하여 적용하였다. 실용적인 사용을 고려하여 제안 모델을 상용 CFD 코드에 적용하였으며, 검증을 위해 모델을 사용하여 극초음속 평판과 원뿔 경계층 해석을 수행하였다. 실험 결과와의 비교를 통해 마하수와 단위 레이놀즈수 변화에 대한 개선된 예측성능을 확인하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제36권1호
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• pp.61-66
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• 2012

본 연구에서는 NACA0014 천음속 익형 유동에 있어서 비평형 응축이 Terminating shock 의 진동에 미치는 영향을 TVD 수치해석을 통하여 연구하였다. 주류 마하수 0.81-0.87 에 대해 정체점 상대습도가 유동 특성에 미치는 영향이 구명되었다. 받음각 ${\alpha}=0^{\circ}$ 정체점 온도(288K) 및 주류 마하수가 동일한 경우, 정체점 상대습도의 증가는 Terminating shock 의 충격파 강도를 약화시키고 충격파의 진동수도 감소시킨다. 정체점 상대습도가 동일한 경우는 주류 마하수가 클수록 충격파의 진동수는 증가한다. 정체점 상대습도가 동일한 경우, 충격파의 이동거리는 주류 마하수가 클수록 증가하는 것으로 나타났다. 특히, 충격파가 동일한 x/c 에 위치하는 경우, Terminating shock 의 충격파 강도는 충격파가 상류로 이동할 때가 하류로 이동할 때보다 강하게 된다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제17권7호
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• pp.510-517
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• 2016

고압을 사용하는 초음속 제트기술은 작동유체와 관련하여 다양한 형태의 산업 및 공학응용분야에 널리 이용되고 있다. 본 연구에서는 고압파이프에서 분출되는 초음속 제트유동에 의해 생성되는 충격파의 영향을 고찰하기 위해 ANSYS FLUENT v.16를 가지고 SST $k-{\omega}$ 난류모델을 적용하여 작동유체(공기, 산소, 수소)에 따른 압력비 및 Mach수의 유동특성을 해석하였다. CFD 해석시 경계조건으로 입구의 가스온도는 300 K이고, 압력비율은 5:1로 설정하였으며, 밀도함수는 이상기체의 법칙을 이용하였고, 점성함수는 Sutherland 점성의 법칙을 이용하였다. 그 해석결과로 작동유체의 밀도가 작은 기체일수록 분출거리에 따라 압력비가 더 크게 떨어짐을 알 수 있었고, Mach수는 작동유체의 밀도가 높을수록 낮음을 알 수 있었다. 따라서 작동유체의 밀도에 따라 충격파의 영향이 크다는 점을 알았다. 본 연구를 토대로 다양한 작동유체에 따른 제트의 형상 및 직경 변화, 압력비의 변화 등에 따른 초음속 제트유동이 충격파에 미치는 영향에 대한 실험 및 CFD 해석연구와 실증연구가 병행하여 진행된다면 해석결과의 신뢰성은 더 높아질 것으로 사료된다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제5권4호
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• pp.445-458
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• 2018

Turbulent airflow in channels of rectangular cross section with symmetric centerbodies is studied numerically. Shock wave configurations formed in the channel and in front of the entrance are examined. Solutions of the unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes equations are obtained with finite-volume solvers of second-order accuracy. The solutions demonstrate an expulsion/swallowing of the shocks with variations of the free-stream Mach number or angle of attack. Effects of the centerbody length and thickness on the shock wave stability and flow bifurcation are examined. Bands of the Mach number and angle of attack, in which there exist non-unique flow fields, are identified.

• 대한기계학회논문집
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• 제10권3호
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• pp.277-284
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• 1986

본 연구에서는 상호작용하는 난류경계층의 여러가지 상류상태를 이론적인 방 법으로 묘사하여, 상류상태를 정의하는 매개변수의 각각의 독립적인 영향을 살펴보았 다.

• 한국초전도저온공학회:학술대회논문집
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• 한국초전도저온공학회 2002년도 학술대회 논문집
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• pp.23-26
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• 2002

Two modes of shock waves propagating in He II (superfluid helium), this is a compression and a thermal shock waves, were studied experimentally by using superconductive temperature sensors, piezo pressure transducers and Schlieren visualization method with an ultra-high-speed video camera (40,500 pictures/sec). The shock waves are induced by a gas dynamic shock wave impingement upon a He II free surface. It is found that the shock Mach number of a transmitted compression shock wave is up to 1.16, and the shock Mach number of a thermal shock wave coincides well with the second sound velocity under each compressed He II state condition. The temperature rise ratio of an induced thermal shock wave to that of an incident gas dynamic shock wave was found to be very small, as small as 0.003 at 1.80K.

• 한국전산유체공학회지
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• 제7권3호
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• pp.1-8
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• 2002

The counter jet flow which is injected against the free stream at stagnation region of blunt body for improvement of aerodynamic performance has been studied by using upwind Navier-Stokes method. The variations of drag force and upwind forward penetration depth due to changes in the stagnation thermodynamic properties of counter jet flow such as total pressure, Mach number, and total temperature have been studied. The results show that the changes in the stagnation pressure and Mach number have large effects on the wall pressure and drag force, but the total temperature does not affect the wall pressure and drag force.

• 한국전산유체공학회지
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• 제6권2호
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• pp.40-46
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• 2001

Two-dimensional steady flowfields generated by slot injection into supersonic flow are numerically simulated by the integration of Navier-stokes equation with two-equation κ-turbulence model. High-order upwind scheme is used on unstructured adaptive meshes. The numerical results are compared with experimental data in terms of surface static pressure distributions, the length of the upstream separation region, and the height of the Mach surface for steady flowfields with a Mach number of 3.71 and a unit Reynolds number of 5.83×10/sup 6//m.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제19권4호
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• pp.483-491
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• 2016

A simple aerodynamic calculation program for high Mach number flow is developed by combining the modified Newtonian method with Tannehill's curve fits for the thermodynamic properties of air in equilibrium state. Aerodynamic characteristics for a parabolic nose are predicted and compared with CFD(Computational Fluid Dynamics) analysis results. Comparison shows good agreements, and the developed program is expected to be a practical tool for slender body aerodynamic calculation for high Mach number flow.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2001년도 춘계 학술대회논문집
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• pp.15-20
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• 2001

Two-dimensional steady flowfields generated by slot injection into supersonic flow are numerically simulated by the integration of Navier-stokes equation with two-equation $\kappa-\epsilon$ turbulence model. High-order upwind scheme is used on unstructured adaptive meshes. The numerical results are compared with experimental data in terms of surface static pressure distributions, the length of the upstream separation region, and the height of the Mach surface for steady flowfields with a Mach number of 3.71 and a unit Reynolds number of $5.83\times10^6/m$.