• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2006년도 추계 학술대회논문집
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• pp.89-92
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• 2006

Aerodynamic heating temperature shown in a NASA's sounding rocket test data was reproduced with CFD technique, comparing with those with analytical method CFD made heat transfer rates and recovery temperatures as the flight trajectory, which made it possible to calculate the wall temperature of rocket. The predicted wall temperature was compared with analytically predicted temperatures. Both the temperatures were compatible although their recovery temperature and heat transfer rates are a little different.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제11권4호
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• pp.20-28
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• 2008

Missile operating at supersonic conditions experiences considerable high temperature environments that is caused by aerodynamic heating as a result of the temperature gradient through boundary layer that surrounds it. This is one of important problems to the designer due to temperature limitation of structural materials. Because prediction of aerodynamic heating on missile needs unsteady calculation according to a flight trajectory, approximate method approach is efficient at design stage. In this paper, improved aerodynamic heating analysis scheme is introduced, which calculates heat flow and temperature by simple pressure field prediction on a missile body and fin. The prediction results are compared with measured data and MINIVER codes results.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권7호
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• pp.552-561
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• 2016

본 연구에서는 강제진동 기법을 이용하여 람다형상을 갖는 무미익 무인기의 동안정 미계수를 측정하였다. 강제진동 기법은 시험모델을 일정한 크기의 각 변위로 진동시키면서 항공기에 작용하는 공력의 시간이력(time history) 데이터를 측정하고, 입력진동 대비 공력데이터의 위상차와 진폭을 추출함으로써 비행체의 동안정 미계수를 계산하는 방법이다. 본 연구에서는 롤, 피치, 요 방향으로 각각 진동시킬 수 있는 실험 장치를 설계, 제작하여 국내 최초로 무미익 항공기의 동안정 미계수 측정 시험을 수행하였다. 롤 댐핑 동안정 미계수 측정 결과, 진동 주파수와 진동의 크기가 증가하여도 동안정 미계수의 경향성은 동일하게 나타나며, 전반적으로 측정 받음각 구간에서 안정한 특성을 보였다. 피치 댐핑 동안정 미계수의 경우 작은 진동 주파수에서 동적으로 더 안정해지며, 받음각 $15^{\circ}$ 이상에서는 동적으로 불안정해지는 경향성을 보였다. 각 시험데이터들은 반복성 시험을 통해 데이터의 신뢰성을 검증하였으며, 본 연구에 적용된 강제진동 기법이 무미익 항공기의 동안정 미계수를 성공적으로 측정할 수 있음을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권9호
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• pp.27-33
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• 2005

전산유동해석을 이용하여 발사체 공력특성을 예측함에 있어서 발사체 기저부 영역 모델링에 따라 그 결과가 어떻게 달라지는가에 대하여 알아보았다. 기저부 영역 모델링 특성을 보기 위해 발사체 주변을 네 개의 영역으로 구분하고 이를 네 가지로 서로 조합하여 받음각 $6^{\circ}$에 대해 마하수를 0.4부터 2.86까지 변화시켜 가며 공력 계수를 산출하였다. 먼저 발사체 기저부 영역이 계산결과에 미치는 영향을 살펴보았을 때, 아음속 및 천음속 영역 해석 시, 기저부 영역 모델링이 반드시 필요함을 확인했다. 다음으로 풍동시험에 사용한 스팅의 영향을 살펴보았을 때, 스팅 형상을 고려하여 계산/보정한 결과가 전반적으로 풍동시험에 가장 근접했다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제15권3호
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• pp.30-44
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• 2021

동축 반전 프로펠러는 기존의 단일 프로펠러와 달리 추가적인 설계 변수의 증가로 인해 실험적 성능평가에 비용과 시간 측면에서 여러 제약이 따른다. 또한 상/하단 프로펠러 사이의 상호 간섭으로 인하여 수치 해석에 있어서도 많은 시간과 자원이 요구된다. 본 연구에서는 시간 효율적인 수치해석기법인 actuator 기법을 활용하여 제자리 비행하는 동축 반전 프로펠러의 공력 성능에 관한 수치적 연구를 수행하였다. 상용 CFD 코드인 ANSYS Fluent 결과와 비교하여 해석기법의 정확성을 검증하였다. 해석 변수로는 동축 반전 프로펠러의 축 간극과 회전속도를 선정하였으며, 다양한 조건에서 동축 반전 프로펠러의 공력 성능을 획득하였다. 획득한 공력 성능을 바탕으로 단일 프로펠러와 동축 반전 프로펠러의 제자리 비행 효율 계수를 획득하고, 단일 프로펠러의 성능으로 동축 반전 프로펠러의 성능을 예측할 수 있는 예측 인자를 도출하여 actuator 기법의 활용성을 평가하였다.

• 한국농업기계학회:학술대회논문집
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• 한국농업기계학회 2017년도 춘계공동학술대회
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• pp.54-54
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• 2017

본 연구는 무인 헬리콥터의 양력을 개선하기 위한 기초 단계로서 V1505A 및 V2008B 기본 두 익형의 400 mm 블레이드 섹션에 해당하는 모델에 대한 풍동실험을 실시하여 양력, 항력 및 동력특성을 분석하고 CFD 시뮬레이션의 결과와 비교하고 검증하였다. 시뮬레이션은 풍동 실험과 유사하게 설정하기 위하여 400 mm 블레이드 섹션의 양 끝을 벽으로 제한하여 3차원 와류현상을 억제하여 모델을 구성하였고, 시뮬레이션의 결과와 비교하여 모델을 검증하였다. 사용된 모델은 로터로부터 $Re=0.32{\times}10^6$ 영역까지는 aminar 모델을 사용하였으며, 그 이후 영역역(>$Re=0.32{\times}10^6$)은 양력 및 저항의 급격한 변화를 올바로 포착할 수 있다는 S-A 모델을 적용하여 확장하였다. 시뮬레이션의 격자는 유동 현상에 있어 박리로 야기된 와류 현상을 관찰하기 위하여 익형 주변에 접하는 부분에 격자를 집중시켰다. 시뮬레이션 방법은 유속은 36~141 m/s 까지 5 수준으로 하였으며, 받음각은 $0{\sim}16^{\circ}$로 7 수준으로 변화 시키면서 공력계수 및 동력을 분석하였다. 양력분석에 있어 익형 V1505A에 비해 익형 V2008B의 특성이 우수하였으나, 익형 V1505A는 실속 이후 양력이 급격히 떨어지지 않고 유지되는 특성을 보였다. 익형 V2008B는 낮은 받음각에서 높은 공력과 낮은 항력을 나타냈다. 동력 분석 결과로 익형 V1505A의 유도동력은 총 동력의 56~72%를 차지하고, 형상동력은 총 동력의 27~43%를 차지하였다. 익형 V2008B는 유도동력은 총 동력의 66~81%를 차지하고, 형상동력은 총 동력의 18~33%를 차지하였다. 익형 V2008B이 익형 V1505A보다 유도동력은 크며, 형상동력은 적게 나와 상대적으로 효율적이라 할 수 있다. 헬리콥터 동력원의 규모는 법률적인 총중량에 의하여 제한되므로 일반적인 농용 소형 무인 헬리콥터 엔진의 사양인 24.5 kW (32PS)를 적용한다면, 익형 V1505A은 받음각 $8{\sim}10^{\circ}$에서 그리고 익형 V2008B은 $7{\sim}9^{\circ}$정도에서 받음각이 제한되며 이때 총 양력은 1200~1300 N 정도로 예상된다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제17권6호
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• pp.54-62
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• 2023

자유로운 이착륙과 뛰어난 비행능력을 가진 플랩핑 날갯짓 비행체에 관한 집중적 연구개발이 진행되고 있다. 대부분의 플랩핑 날갯짓에 관한 연구는 동기화된 운동의 다양한 운동변수에 대한 연구들로 비동기 운동을 수행하는 에어포일의 비정상 공력 특성에 미치는 영향에 대한 관심은 크지 않았다. 본 연구에서는 히브와 피치 진동운동 주파수가 서로 다른 에어포일의 비정상 공력특성을 수치적으로 연구했다. 먼저 비동기 운동에 따른 운동특성과 받음각 변화를 파악하였다. 해석 결과 진동수 비가 1.0인 경우 양력은 발생하지 않았고 추력이 크게 발생했다. r=0.5인 경우 양력이 크게 발생하였다. 에어포일 주변의와 분포와 표면에서의 압력계수를 분석하여 비동기 진동운동을 하는 에아포일의 공력특성을 분석했다. r=0.5인 경우 r=1.0인 경우 보다 더 큰 앞전 및 뒷전 와들이 관찰되었으며, 이 와들이 비동기 진동운동을 하는 에어포일의 공력특성에 큰 영향을 미친 것을 발견하였다. 향후 피치진동의 진폭이 비동기 진동운동을 하는 에어포일의 비정상 공력특성에 미치는 영향을 연구할 계획이다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권2호
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• pp.107-113
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• 2019

본 논문에서는 대기 속도 센서가 없는 항공기에서의 강인 필터 기반의 바람 추정 기법을 제안한다. 바람 속도(wind velocity)는 항공기의 유도 및 제어를 더욱 정밀하게 수행하기 위해 사용되는 정보이다. 일반적으로 바람 속도는, 대기 속도와 지면 속도의 차이를 계산하여 얻을 수 있다. 이때 대기 속도는 피토 튜브와 같은 항공기와 대기의 상대 속도를 측정하는 대기 속도 측정 센서에서 얻을 수 있고, 지면 속도는 항법 시스템으로부터 얻을 수 있다. 그러나 항공기의 구성을 간단하게하기 위하여 대기 속도 측정 센서를 장착하지 않는 경우, 바람 속도를 직접적으로 얻을 수 없기 때문에 필터를 이용한 바람 추정 기법이 필수이다. 이때 난류에 의해 항공기의 공력 계수가 변하게 되는데, 이는 바람 추정 필터의 시스템 모델의 불확실성을 유발하게 되고, 결국 바람 추정 성능이 저하된다. 따라서 본 연구에서는 공력계수 불확실성에 강인함을 확보하기 위해 $H{\infty}$ 필터를 적용한 바람 추정 기법을 제안하였다. 시뮬레이션을 통해 제안하는 기법이 공력계수의 불확실성이 있는 상황에서 성능을 개선하는 것을 확인하였다.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제4회(2015년)
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• pp.518-520
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• 2015

Automotive aerodynamic drag coefficient is important variable for vehicle's driving performance and fuel economy. In this research, we applied genetic algorithm to determine the geometrical figure which can optimize Carr's automotive aerodynamic underbody coefficient. And it's verified by previous research.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제2회(2013년)
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• pp.321-326
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• 2013

본 연구에서는 원형실린더의 강제 수평 및 수직진동에 따른 와흘림을 관찰하였다. EDISON_CFD의 가상경계법을 이용하여 원형실린더 주위 유동현상을 수치 모사하였다. 원형실린더의 강제 진동 특성에 따른 와흘림 진동수, 공력계수 등의 영향을 분석하였다. 특히, 진동방향에 따른 와흘림의 영향을 분석하여, 원형실린더의 강제 진동에 따른 유동의 선형성을 평가하였다.