• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.331-335
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• 2006

초음속 흡입구는 안정한 유동은 설계점에서 얻을 수 있지만, 비행 중 나타나는 비설계점에서는 흔히 버즈라고 불리는 공력 불안정성에 직면하게 된다. 버즈가 일어나는 동안, 흡입구는 흡입구 선단에 큰 충격파 진동이 나타나며 그에 따라 후류에는 압력 섭동이 발생하며 이는 엔진의 성능감소를 야기한다. 본 연구는 버즈의 일반적인 특성을 파악하기 위해 1단 꺽임각을 갖는 외부 압축식 축대칭 흡입구를 이용하여 실험적, 수치적 연구가 수행되었다. 본 연구를 통해 간헐적으로 나타나는 버즈를 관찰할 수 있었고 배압이 증가할수록 버즈가 일어나는 주파수가 커짐을 확인할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권3호
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• pp.10-17
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• 2005

축대칭 외부압축식 초음속 흡입구의 버즈 억제방법을 조사하기위해 마하 2.0 유동에서 실험적 연구를 수행하였다. 흡입구 모델은 고정형이고 내부 수축부는 없으며, 형상변화는 엔진덮개의 교체에 의해 이루어진다. 실험결과 버즈의 원인은 충격파 교차점에서 발생하는 와류면을 경계로 형성되는 불연속 유동장과 관련이 있는 것으로 나타났다. 외부압축식 흡입구에서는 경사충격파를 카울 앞이나 뒤에 위치하게 함으로써 buzz를 억제할 수 있다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제13권3호
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• pp.296-306
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• 2012

A series of numerical simulations are carried out to analyze a supersonic inlet buzz, which is an unsteady pressure oscillation phenomenon around a supersonic inlet. A simple but efficient geometry, experimentally adopted by Nagashima, is chosen for the analysis of unsteady flow physics. Among the two sets of simulations considered in this study, the effects of various throttling conditions are firstly examined. It is seen that the major physical characteristic of the inlet buzz can be obtained by inviscid computations only and the computed flow patterns inside and around the inlet are qualitatively consistent with the experimental observations. The dominant frequency of the inlet buzz increases as throttle area decreases, and the computed frequency is approximately 60Hz or 15% lower than the experimental data, but interestingly, this gap is constant for all the test cases and shock structures are similar. Secondly, inviscid calculations are performed to examine the effect regarding angle of attack. It is found that patterns of pressure oscillation histories and distortion due to asymmetric (or three-dimensional) shock structures are substantially affected by angle of attack. The dominant frequency of the inlet buzz, however, does not change noticeably even in regards to a wide range of angle of attacks.

• 한국전산유체공학회지
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• 제18권4호
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• pp.82-89
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• 2013

Database of a bleed model has been corrected and numerical simulations have been performed to control buzz using the corrected bleed model. The existing bleed model, which was developed as a part of a boundary condition model for porous bleed walls, underestimates bleed flow rate because flow accelerations near the bleed regions are ignored. Also, it overpredicts the sonic flow coefficient when the bleed plenum pressure ratio is high. To correct these problems, and to enhance the performance of the bleed model, the database has been corrected using CFD simulations to compensate for the flow acceleration near the bleed region. Futhermore, the database of the bleed model is extended with the second order extrapolation. The corrected bleed model is validated with numerical simulations of a shock-boundary layer interaction problem over a solid wall with a bleed region. Using the corrected bleed model, numerical simulations of supersonic inlet buzz are performed to find the deterrent effects of bleed on buzz. The results reveal that bleed is effective to prevent buzz and to enhance the inlet performance.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권5호
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• pp.426-437
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• 2007

초음속 흡입구는 설계점에서 안정된 작동을 보이지만 탈설계점에서는 흔히 버즈라고 불리는 공력 불안정성에 직면하게 되고, 결과적으로 현저한 엔진 성능의 저하를 초래하게 된다. 버즈의 일반적인 특성을 파악하기 위해 1단 꺽임각을 갖는 외부 압축식 축대칭 흡입구를 이용하여 실험적, 수치적 연구를 수행하였다. 본 연구를 통해, 흡입구 목에서 박리에 의한 흡입구 질식이 버즈의 주요 원인임을 밝힘으로써 버즈 현상의 메커니즘을 파악하였다. 여러 면적비율에 따라 간헐적 버즈와 연속적 버즈가 관찰되었고 그 천이과정이 파악되었다. 면적비율이 감소할수록 버즈 주파수가 증가하였으나, 각 면적비율에서 흡입구 내 모든 위치의 압력 진동 주파수는 동일한 특성을 갖는다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권8호
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• pp.29-36
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• 2004

초음속 흡입구 buzz는 입구에서의 충격파 패턴의 진동과 내부압력요동을 동반하는 불안정한 아임계 작동으로 정의할 수 있다. 이러한 유동섭동은 연소실 실화나 엔진의 구조직 손상을 일으킬 수 있다. 축대칭, 외부 압축형 흡입구에서 초음속 흡입구의 buzz 현상을 조사하기 위한 실험적 연구가 수행되었다. 자유류 마하수 2.0에서 카울 입구 직경이 30mm인 흡입구 모델이 시험되었다. 아임계 불안정성은 압력섭동의 주파수 및 입구에서의 충격파 구조 분석을 통해 조사되었다. 실험결과 전압럭 회복비는 0.42에서 0.78까지, 포획 면적 비는 0.34에서 0.98까지 변화했다. 아임계 유동의 주파수는 포획 면적비 감소에 따라 증가했으며 주파수는 범위는 $224{\sim}240Hz$였다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제18권2호
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• pp.78-84
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• 2013

In this paper, numerical simulations of both low- and high-frequency buzz phenomena at the throttle ratios (T.R.) in Nagashima's experiment are performed. The dominant frequencies of the low-and high-frequency buzz in the experiment are about 109 Hz with T.R.=0.97 and 376 Hz with T.R.=0.55, respectively. An axisymmetric solver with the S-A turbulence model is used for the simulations, and DFT(Discrete Fourier Transform) on pressure histories is conducted for the buzz frequency analysis. In the present simulations, the free-stream Mach number and the Reynolds number based on the inlet diameter are 2 and $10^7$, respectively. Both the low- and high-frequency buzz phenomena are accomplished without the changes in the grid topology. The dominant frequency of the simulation is about 125 Hz with T.R.=0.97, while it is 399 Hz with T.R.=0.55.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제16권2호
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• pp.165-176
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• 2015

A numerical analysis was conducted to investigate the inlet buzz and combustion oscillation in an axisymmetric ramjet engine with wedge-type flame holders. The physical model of concern includes the entire engine flow path, extending from the leading edge of the inlet center-body through the exhaust nozzle. The theoretical formulation is based on the Farve-averaged conservation equations of mass, momentum, energy, and species concentration, and accommodates finite-rate chemical kinetics and variable thermo-physical properties. Turbulence closure is achieved using a combined scheme comprising of a low-Reynolds number k-${\varepsilon}$ two-equation model and Sarkar's compressible turbulence model. Detailed flow phenomena such as inlet flow aerodynamics, flame evolution, and acoustic excitation as well as their interactions, are investigated. Mechanisms responsible for driving the inlet buzz are identified and quantified for the engine operating at subcritical conditions.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.411-414
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• 2010

초음속 엔진에서 흡입구의 buzz현상은 큰 압력진동과 연소 불안정성 그리고 추력 감소 등을 야기한다. 흡입구의 buzz현상과 액적 분사/연소의 동적인 상호관계를 이해하기 위하여 통합된 비정상 연소수치해석을 수행하였으며, 액적 모사를 위하여 TAB(Taylor Analogy Breakup) model을 적용하였다. 흡입구에서의 충격파거동과 주요 위치에서 압력거동을 분석하고 초음속 엔진 전영역에서의 음향모드를 분석하여 현 시스템의 동적거동을 파악하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.88-92
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• 2009

초음속 추진기관은 기계적인 압축기를 통해 흡입공기를 압축하는 방식이 아니라 램 압축 현상을 이용하여 흡입공기를 압축하기 때문에 흡입구에서의 전압력 회복율이 초음속 추진기관 전체의 작동특성에 결정적인 영향을 주게 된다. 제어기 설계에 앞서 엔진의 동특성 해석을 수행한 결과 비행체의 받음각이 커질수록 버즈마진 값이 작아져 일부영역에서는 충격파가 흡입구 외부에서 발생하게 됨을 확인할 수 있었다. 따라서 흡입구 내의 충격파 특성이 성능요구조건을 만족할 수 있도록 버즈마진을 제어하기 위한 PID 제어알고리즘을 설계하였다. 제어변수는 연료유량과 노즐 목면적이며 버즈마진 값이 양의 값을 갖도록 PID 제어기를 설계하였다.