• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 1996.10a
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• pp.65-70
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• 1996

엔진소음을 소음특성에 따라 분류하면 공력소음(Aerodynamic Noise), 연소소음(Combustion Noise), 기계적인 소음(Mechanical Noise)으로 나눌 수 있으며 소음원의 종류에 따라 분류하면 배기계소음(Exhaust System Noise)으로 나눌 수 있으며 소음원의 종류에 따라 분류하면 배기계소음(Exhaust System Noise), 흡기계소음(Intake System Noise), 냉각계소음(Cooling System Noise), 엔진표면소음(Engine System Noise)등으로 분류할 수 있다. 이러한 여러소음중 엔진 내부의 유동에 의한 흡배기계통으로의 소음방출은 자동차 실 내외 소음의 중요한 문제로 대두되는데, 이를 줄이기 위해 그 동안 소음기 등의 서브시스템의 형태와 그 위치조정에 관한 연구가 수행되어 왔다. 그러나 이것이 비용 또는 성능에 영향을 미치므로 본질적인 소음원을 규명해 내는 것이 필요하게 되었다. 흡배기계의 소음은 엔진의 흡입, 배기행 정시 피스톤의 운동에 의해 팽창 및 압축파 형태의 압력파(pressure wave)로 발생하게 되고, 밸브근방에서는 유동의 박리(separation)에 의해 발생하게 된다. 소음기 등의 서브시스템에서도 유동의 박리에 의해 발생하게 되며 특히 배기행정시 발생하는 압력파는 비선형영역에 있게된다. 흡기소음은 배기에 비해 그 크기가 작아서 그동안 등한시 되어왔으나 이것이 소비자의 불평요인으로 작용하므로써 이에 대한 연구도 활발히 수행되어야 한다. Bender, Bramer[1]는 흡배기계 소음의 외부 방사에 관하여 전반적으로 기술하였고 Sierens등[2]은 흡기계에서 1차원 MOC(Method of Characteristics)방법으로 비정상 유동해석을 하고 실험결과와 비교하였다. J.S.Lamancusa 등[3]은 흡기 소음원을 실험을 통해 예측하였고, 흡기소음도 비선형 거동을 보인다고 밝혔다. Yositaka Nishio 등[4]은 새로운 흡기실험장치를 고안하여 공명기(resonator)의 위치 변화에 의한 저소음 흡기계를 설계 초기단계에서부터 적용하려 하였다. 일반적으로 흡배기계의 복잡한 형상 때문에 대부분 실험을 통해 문제를 해결하려 하였고, 수치해석은 피스톤의 운동을 배제한 단순화한 흡배기계의 정상상태 유동해석이 주를 이루어왔다. Taghaui and Dupont 등[5]은 KIVA코드를 사용하여 흡기포트와 연소실 그리고 밸브의 움직임을 동시에 고려한 수치해석을 도입하였다. 하지만 이들이 밸브의 운동을 고려하기 위해 사용한 이동격자는 격자점은 시간에 따라 변화하지만 그 격자의 수가 일정하게 유지되어 있어서 밸브의 완전개폐를 해석할 수가 없다. 강희정[6]은 단일 실린더와 단일 배기밸브를 갖는 문제로 단순화하여 피스톤과 밸브의 움직임을 고려하므로써 배기행정 후 소음이 어떻게 전파해 나가는가를 연구하였다. 본 연구에서도 최소밸브간격과 최대밸브간격 사이에서만 계산이 가능하나 흡기의 경우는 밸브가 닫힐 때 생기는 압력파가 중요하므로 실린더와 밸브사이에 벽면조건을 주어 밸브의 개폐를 모사하였다.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 2010.05a
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• pp.76-77
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• 2010

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 2011.10a
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• pp.242-243
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• 2011

• Journal of computational fluids engineering
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• v.17 no.1
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• pp.16-22
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• 2012

Acoustic pressure field around the centrifugal fan is predicted by a aero-acoustic splitting method. Unsteady flow field is obtained by solving the incompressible Navier-Stokes equations using commercial code, while the acoustic waves generated inside the centrifugal fan and shroud are predicted by solving the far field acoustics analysis. Computational results show that the acoustic waves of BPF tone are generated by interactions of the blades with the shroud. Acoustic results is validated by experimental results This paper describes the influence of geometric parameters on the noise generation from the section of blades and shroud. One of the effective ways to reduce BPF noise is optimization method using Genetic Algorithm, which effectively minimize eccentricity, is suggested. New improving design was developed by optimization method.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 1997.04a
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• pp.588-593
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• 1997

본 연구에서는 이전의 연구들이 주로 정상상태의 공력만을 이용하여 소음을 예측하였으나 통상 팬은 단독으로 존재하지 않고 열교환기(radiator)와 같은 주의 물체와 함께 있으므로 이에 따르는 상호작용으로 인한 비정상 유동을 고려하여 소음을 예측하였다.

• Journal of computational fluids engineering
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• v.19 no.3
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• pp.62-68
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• 2014

The aerodynamic and noise calculations were performed through the CFD-CSD loose coupling methodology. In the loose coupling process, the trimmed rotor airloads were predicted by the in-house CFD code based on unstructured overset meshes, and the trim of the rotorcraft and the aeroelastic deformation of rotor blades were accounted with the CAMRAD II rotorcraft comprehensive code. The set of codes was used to analyze the HART-II baseline test condition. The effect of grid resolution and time step was examined and the loose coupling approach was found to be stable and convergent for the case. Comparison of the resulting sectional airloads, structural deformations, the noise carpets and the wake geometry with experimentally measured data was presented and showed the good agreement.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 2005.05a
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• pp.301-307
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• 2005

In this study, simplified whirl flutter analyses using quasisteady aerodynamic theory have been performed for a 2-DOF tilt-rotor system with both pitch and yaw motions of a rotor-nacelle. The present dynamic system consists of the rotor (propeller), forming the gyroscopic and aerodynamic element, supported horizontally by a pylon that is pivoted at some wing attachment point. Several design parameters (or rotor-nacelle system are considered and the effect of whirl flutter stability are also investigated for various design parameters.

• Transactions of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering
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• v.15 no.7 s.100
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• pp.843-850
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• 2005

In this study, simplified whirl flutter analyses using quasisteady aerodynamic theory have been Performed for a 2-DOF tiIt-rotor system with both pitch and Yaw motions of a rotor-nacelle. The present dynamic system consists of the rotor (propeller) , forming the gyroscopic and aerodynamic element, supported horizontally by a pylon that is pivoted at some wing attachment point. Several design parameters for rotor-nacelle system are considered to practically investigate the effects of whirl flutter stability.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 2003.05a
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• pp.1140-1145
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• 2003

In this paper, some dominant aeroacoustic characteristics of fans used in appliances are reviewed. The numerical attempts to analyze tile aeroacoustic noise of fans are briefly reviewed for various fans. Axial fans for refrigerator, cross flow fans fer air-conditioner, sirocco fans and turbo fans are anal: zed. The unsteady flow field, which is essential data for aeroacoustic analysis, is calculated by commercial CFD code. Acoustic pressure is calculated by Ffowcs Williams and Hawkings equation and Lowson's equation. During the analysis, dominant noise sources are identified.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.35 no.10
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• pp.868-874
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• 2007

Noises from the helicopter rotor model are calculated numerically at various pitch angles. The aerodynamic data are calculated by using prescribed wake model and unsteady panel method. The distribution of aerodynamic loads on the blade surface are obtained from $0^{\circ}$ to $9^{\circ}$ pitch angles with equiangular increments of $1.5^{\circ}$. Although thickness noise is not related to the change of pitch angles, loading noise level increases about 3~4dBA every $1.5^{\circ}$ increment of pitch angle. The additive noise level shows sufficient value to perceive the loudness. From the result of directivity pattern the sound level at the lower region of the blade disc plane is higher than that of the upper region.