• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2014.03a
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• pp.550-555
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• 2014

전익기는 전쟁 중 등장해 활약했다는 점과 그 독특한 형태로 유명세를 타기 시작한 비행체의 한 종류이다. 공기역학적으로 동일한 속도로 비행할 때 일반적인 항공기와 비교해서 적은 동력으로 더 멀리 날수 있는 전익기의 특성과 그 발전방향을 보았을 때 동체의 익면적이 넓어 생기는 특성을 극대화 시키면서 더욱 독특한 형태의 비행체로 나타나는 모습이 원반형 비행체이다. 본 연구는 EDISON Simulation을 활용한 두 비행체의 공력특성 비교를 통해 실제로 원반형 비행체가 많이 쓰이지 않는 이유와 그 장단점에 대한 데이터를 확보했으며 특히 원반형 비행체의 경우 Cockpit 유무와 그 크기에 따라 실속각이 커지는 것을 확인하였다.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2015.03a
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• pp.569-574
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• 2015

지난 수십 년간 유체역학적인 관점에서 곤충이나 새의 움직임을 모방하기 위해 진동하는 익형(pitching airfoil)과 동적 실속에 관한 많은 연구가 진행되어 왔다. 그러나 유동박리가 일어나지 않는 범위 내에서 진동하는 익형의 특성에 대한 연구는 보기 드물다. 또한 기존의 유동박리가 일어나지 않는 영역에서 익형의 진동 현상에 대해 수행된 연구는 수중과 같이 낮은 레이놀즈수에서 수렴되었기 때문에, 공기 중과 같이 높은 레이놀즈수에서 유동현상과 다른 특성을 보여주고 있을 수 있다. 따라서 본 연구는 높은 레이놀즈수에서의 다양한 환산 진동수, 받음각진폭, 익형에 따른 공력특성을 분석하였다. 그 결과, 익형의 진동으로 인한 양력계수의 차이는 작음을 알 수 있었다. 그러나 높은 환산 진동수에서 익형의 항력계수가 감소하는 경향이 나타나며, 이로 인해 높은 환산 진동수에서 수치적으로 추력이 발생할 수 있음을 확인하였다.

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers A
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• v.37 no.8
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• pp.1007-1013
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• 2013

This study aims to analyze the aerodynamics when the geometry of the turbine rotor is modified. The turbine used in this study is a small engine used in the APU of a helicopter. It is difficult to improve the performance of small engines owing to the structural weakness of the blade tip. Therefore, the improvement of the hub geometry is investigated in many ways. The working fluid of a turbine is a high-temperature and high-pressure gas. The heat transfer rate of the turbine surface should be considered to avoid the destruction of blade owing to the heat load. The SST turbulence model gives an excellent prediction of the aerodynamic behavior and heat transfer characteristics when the numerical simulations are compared with the experimental results. In conclusion, the aerodynamic efficiency is improved when a bulbous design is applied to the leading edge near the hub. The endwall loss is reduced by 15%.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.1 no.2
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• pp.1-10
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• 2002

Flow computations around forward sweep wing small aircraft have been conducted in this study. The main-wing of the forward-wing small aircraft is composed of two planforms: the inboard wing section with backward sweep angle which is known as strake and the outboard wing section with forward sweep angle. The geometrical discontinuity or kink generated by the combination of these two different planforms requires detailed flow analysis around wing. Four different solvers were used to calculate aerodynamic data and the accuracy of each method is examined. For the convenience of grid generation over the aircraft geometry, the overset grid method was applied. Through this calculation, the basic aerodynamic data of the forward-wing aircraft were provided and the aerodynamic characteristics of the wing is expounded.

• Journal of Aerospace System Engineering
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• v.9 no.2
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• pp.1-6
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• 2015

태양광 고고도 장기체공형 무인기나 인간동력 항공기 등에 사용되는 높은 종횡비를 가진 유연날개는 공력 및 구조 상호작용으로 인하여, 구조적 비선형 처짐 및 양력감소 등의 문제가 발생한다. 본 연구에서는 저속 비행하는 높은 종횡비를 가진 날개의 단방향 공력-구조 연계해석을 수행하였다. XFOIL을 사용하여 공력천이현상을 포함한 저 레이놀즈수 익형 공력특성 자료 확보를 기반으로 3차원 양력선 이론을 사용하여 공력해석 연구를 수행했다. 구조해석은 상용소프트웨어 ANSYS를 사용하여 구조변형이나 응력해석 연구를 수행했다. 단방향 공력-구조 연계해석 결과를 바탕으로 인간동력 항공기 주 날개의 형상설계 연구를 수행했다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.33 no.6
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• pp.31-38
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• 2005

Aerodynamic influence coefficient linearly relates pressure with downwash in panel method for load analysis in which the viscosity of a flow is ignored and the compressibility cannot be taken into account in transonic region. Since the planform of an aerodynamic surface determines the coefficient, the panel method has a limit to the analysis of low Reynolds number flow. The accuracy of the pressure distribution can be improved by a direct correction to the pressure or a correction to the downwash, which is considered the change of camber or thickness, using the aerodynamic coefficients from wind tunnel test as constraints. A premultiplying correction method as well as a postmultiplying correction method is applied to a micro air vehicle to provide more accurate aerodynamic pressure for trim and load analyses. Theoretical aerodynamic pressure is obtained from the panel method. Correction factor matrix and correct pressure coefficient are computed for the conditions with two constraints in addition to single constraint. The postmultiplying correction method gives a better improvement in pressure distribution on micro air vehicle due to the flow characteristics on it.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2012.04a
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• pp.89-92
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• 2012

초음속 항공기를 설계하는데 있어서 일반적인 항공기와는 다른 성능이 요구되는데 그것은 바로 초음속에 의한 충격파가 발생시키는 추가적인 항력을 감소시키는 일이다. 날개의 Airfoil 형상을 결정하기 위해서는 공력 특성을 파악해야 하는데, 이를 알아보는 데 있어서 EDISON_CFD를 사용하였다. 충격파의 생성을 지연시키는 Supercritical Airfoil의 여러 형상에 필요한 격자를 생성하여 비점성, 압축성 유동 해석을 수행하였다. 비교에 필요한 다섯 개의 NASA Supercritical Airfoil을 선정하여, 아음속과 초음속으로 나누어 받음각에 따른 양력계수와 항력계수를 도출하고, 이를 토대로 양항비를 추정해 보았다. 추려진 것 중 가장 우수한 공력성능을 보이는 airfoil을 선정하였는데 그 결과 NASA SC-0403 airfoil의 공력 성능이 가장 뛰어나 그것을 선정하기로 하였고, 또한 2차원 공력 해석에서 얻은 양력계수를 면적에 대하여 적분하여 날개에서의 양력과 항력을 추정하였다.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 2014.10a
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• pp.570-571
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• 2014

차량의 고속 주행 시 운전자가 인지하게 되는 공력소음은 대부분 차량 전방부의 A 필라 부근에서 발생하는 소음원에 의해 전달된다. A 필라 부근에는 다양한 모양의 돌출물들이 부착되어 있어서 차량 주변의 고속의 유동과의 상호 작용에 의해 다양한 공력 소음이 발생하게 된다. 이러한 차량 전방부의 대표적인 소음 인자인 A 필라 형상에 의한 와류 및 아웃사이드 미러에 의한 유동 구조 변화에 의한 실내 투과 소음에 대해 실험 및 소음원 분석을 수행하였다. 차량 내외부의 복잡한 구조와 재질에 의한 영향을 최소화 하고자 실차 형상 및 실내 조건을 간략화 시킨 차량 단순 모델을 이용해서 A 필라 주변부의 형상에 의한 주요 주요 공력 소음 인자에 대해 기여도를 분석했으며, 실험 결과는 다양한 CAE S/W 의 실내음 예측 결과의 정밀도를 분석하기 위해 사용되었다.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2016.11a
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• pp.55-57
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• 2016

본 연구에서는 초고속 자기부상열차의 단면도를 통하여 2-D형상을 모델링하고 이를 기반으로 항력과 유동 특성에 대한 분석을 수행하였다. 유동의 마하수가 0.3 이상임을 고려하여 압축성 모델이 사용되었고, 난류모델은 Menter's k-w SST(Shear Stress Transport)모델을 적용시켰다. 2-D 해석과 자기부상열차의 특성상 열차가 공기중에서 주행하고 있는 것으로 가정하고 공력 특성을 해석하였다.

• KSCE Journal of Civil and Environmental Engineering Research
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• v.37 no.1
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• pp.9-17
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• 2017

Characteristics of aerodynamic damping ratios of a helical $180^{\circ}$ model which shows better aerodynamic behavior in both along-wind and across-wind responses on a super tall building was investigated by an aeroelastic model test. The aerodynamic damping ratio was evaluated from the wind-induced responses of the model by using Random Decrement (RD) technique. Further, various triggering levels in evaluation of aerodynamic damping ratios using RD technique were also examined. As a result, it was found that when at least 2000 segments were used for evaluating aerodynamic damping ratio for ensemble averaging, the aerodynamic damping ratio can be obtained more consistently with lower irregular fluctuations. This is good agreement with those of previous studies. Another notable observation was that for square and helical $180^{\circ}$ models, the aerodynamic damping ratios in along-wind direction showed similar linear trends with reduced wind speeds regarding of building shapes. On the other hand, for the helical $180^{\circ}$ model, the aerodynamic damping ratio in across-wind direction showed quite different trends with those of the square model. In addition, the aerodynamic damping ratios of the helical $180^{\circ}$ model showed very similar trends with respect to the change of wind direction, and showed gradually increasing trends having small fluctuations with reduced wind speeds. Another observation was that in definition of triggering levels in RD technique on aerodynamic damping ratios, it may be possible to adopt the triggering levels of "standard deviation" or "${\sqrt{2}}$ times of the standard deviation" of the response time history if RD functions have a large number of triggering points. Further, these triggering levels may result in similar values and distributions with reduced wind speeds and either may be acceptable.