• 한국항공우주학회지
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• 제36권4호
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• pp.321-327
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• 2008

극초음속으로 비행하는 추진기관이 직면하는 고속 유동 등 제반 현상을 모사하기 위한 지상시험 설비로 충격파 풍동을 설계, 구축한 후 성능 시험을 수행하였다. 개발된 준 일차원 작동 해석를 이용하여 설계점을 파악한 후, 극초음속 시험설비 구축을 위한 개념 설계를 완료하였다. 이어 단위 해석 코드를 이용하여 구체적인 성능 설계 및 각 구성품에 대한 설계를 완료, 구축한 후, 다양한 운용조건에서 성능시험을 수행하였다. 본 논문에서는 이론해석 결과를 바탕으로 이루어진 개념 설계와 준 1차원 다화학종 해석 코드를 이용한 개념설계 검증 및 성능설계 결과 등 극초음속 충격파 풍동 설계방법을 제시하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권4호
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• pp.328-336
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• 2008

극초음속으로 비행하는 추진기관이 직면하는 고속 유동 등 제반 현상을 모사하기 위한 지상시험 설비로 충격파 풍동을 설계, 구축한 후 성능 시험을 수행하였다. 개발된 준 일차원 작동 해석을 이용하여 설계점을 파악한 후, 가압식 극고속 시험 구축을 위한 개념 설계를 완료하였다. 이어 단위 해석 코드를 이용하여 구체적인 성능 설계 및 각 구성품에 대한 설계를 완료, 구축한 후, 다양한 운용조건에서 성능시험을 수행하였다. 본 논문에서는 각 구성품 설계 및 구축방법, 구축 후 수행된 다양한 성능 시험 결과를 자세히 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.41-44
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• 2007

극초음속으로 비행하는 추진기관이 직면하는 고속 유동 등 제반 현상을 모사하기 위한 지상시험 설비로 충격파 풍동을 설계, 구축한 후 성능 시험을 수행하였다. 개발된 준 일차원 작동 해석를 이용하여 설계점을 파악한 후, 가압식 극고속 시험 구축을 위한 개념 설계를 완료하였다. 이어 단위 해석코드를 이용하여 구체적인 성능 설계 및 각 구성품에 대한 설계를 완료, 구축한 후, 다양한 운용조건에서 성능시험을 수행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권6호
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• pp.562-570
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• 2009

불어내기식 극초음속 풍동을 이용하여 2차원형 돌출물 주위의 유동 및 공력가열 특성에 대한 실험적 연구를 수행하였다. 실험의 유입 유동 조건은 마하수 7, 단위 레이놀즈수 $2.0{\times}10^6/m$ 이다. 실험 조건은 길이가 다른 두 개의 평판에 세 가지 돌출물이 높이에 따라 변화되며, 실험데이터는 쉴리렌 이미지 가시화 기법과 돌출물 전면에서의 열유속 게이지를 이용한 열유속 측정을 통해 획득되었다. 또한, 본 논문에서는 경계층 천이 탐지기법과 같은 극초음속 유동 실험 기법도 함께 제시하였다. 실험 결과 돌출물 전방에 큰 박리 영역이 관찰되었으며, 박리 영역은 돌출물의 높이와 평판의 길이에 따라 민감하게 변화 하였다. 가장 큰 돌출물의 경우에서만, 돌출물 상부 측정점에서 열유속 측정치의 급격한 점프가 있는 것으로 관찰되었다. 또한 측정된 열유속은 돌출물의 높이가 크고 평판의 길이가 길수록 증가하는 경향성을 보였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1026-1030
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• 2017

본 연구에서는 극초음속 추진기관을 위한 시험설비의 장치인 초음속 디퓨저 설계하였고, 두 가지 수축비를 변수로 선정하여 각각의 디퓨저를 수치해석 및 상온 시험을 진행하였다. 수치해석을 통하여 각각의 마하수와 압력에 대한 내부 유동을 확인하였다. 상온 시험을 통하여 진공챔버에 형성되는 압력과 벽면 압력을 통하여 내부에 형성되는 압력을 확인할 수 있었다. 상온 시험과 수치해석의 차이점을 분석하고, 향후 극초음속 추진기관을 위한 시험설비를 구축할 기초자료를 확보하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제25권3호
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• pp.113-126
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• 2021

극초음속 순항 비행체에 탑재되어 운용 가능한 능동냉각시스템을 개발하기 위해서는 탄화수소 액체연료의 흡열반응을 이용한 재생냉각 기술에 대한 일련의 연구가 선행되어야 하며, 그 중에서도 광범위한 온도/압력 조건에서의 탄화수소 항공유에 대한 열물리적 물성치 획득과 함께 재생냉각시스템용 미세채널 내에서의 초임계 탄화수소의 유동/열전달/흡열분해 특성 등에 대한 연구가 필수적이다. 이에 따라 본 연구에서는 최근 전세계적으로 수행되고 있는 효율적인 극초음속 비행체용 재생냉각시스템 개발을 위한 초임계 탄화수소 항공유의 냉각채널 내에서의 물성치/유동/열전달/흡열분해 특성에 관한 다양한 기술 및 그와 관련된 주요 연구 동향을 분석하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제7권3호
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• pp.165-173
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• 2004

Matching inviscid and boundary layer methods are developed for analysis of hypersonic flow with thick boundary layer. The new equations match all the boundary layer properties with a variation in the inviscid solution near the edge, except for the normal velocity. Computational comparison are peformed for incompressible and compressible flows over a flat plate. Results from the present method are compared with Wavier-Stokes solutions. The present results are in good agreement with Wavier-Stokes solutions. They show that the new technique can provide improved predictions of heating rates and skin friction predictions for preliminary design of vehicles where shear layers and entropy layer swallowing are importantfor for preliminary design.

• 한국전산유체공학회지
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• 제10권3호
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• pp.1-8
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• 2005

In this study, unsteady aerodynamic analyses of a wedge-type airfoil based on nonlinear piston theory and Euler equations have been performed in supersonic and hypersonic flows. The third-order nonlinear piston theory (NPT) to calculate unsteady lift and moment coefficients is derived and applied in the time-domain. Also, unsteady flow quantities are obtained from the two-dimensional time-dependent Euler equations. For the CFD based unsteady aerodynamic analyses, an arbitrary Lagrangean-Eulerian (ALE) formulation for the Euler equations is used to calculate flow fluxes in the computational flow field with moving boundaries. Numerical comparisons for unsteady lift and moment coefficients are presented between NPT and Euler approaches. The results show very good agreements in the high supersonic and hypersonic flows. It means that the present NPT can be efficiently used to predict unsteady aerodynamic forces ol wedge type airfoils with dynamic motions in the high supersonic and hypersonic flow regimes.

• 한국전산유체공학회지
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• 제5권2호
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• pp.47-54
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• 2000

A robust Navier-Stokes code has been developed to efficiently predict hypersonic flows in chemical nonequilibrium. The HLLE+ flux discretization scheme is used to improve accuracy and robustness of hypersonic flow analysis. An efficient LU approximate factorization method is also used to solve the flow equations and species continuity equations in fully coupled fashion to implicitly treat stiff source terms of chemical reactions. The HLLE+ scheme shows lower grid dependency for the wall heating rates than other schemes. The developed code has been used to compute chemical nonequilibrium air flow through expanding hypersonic nozzle and past two and three dimensional blunt-nosed bodies. The results are in good agreement with existing numerical and experimental results.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권7호
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• pp.1-8
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• 2003

본 논문은 극초음속 유동과 공력가열 해석에서 나타나는 공기 반응의 수치해석적 특징을 다루고 공기반응을 효율적으로 해석하는 부분 내재적 적분법을 공기반응에 적용하였다. 안정적 계산을 위해 화학반응 자코비안이 필수적임을 밝혔으며 자코비안의 양의 실수 특성치로 인한 수치기법의 경직성은 일반적인 연소반응에 비하여 미약하였다. 공기반응에서 부분 내재적 적분법은 화학종 순서의 종속성이 없었으며 완전 내재적 적분법과 동일한 수렴율과 계산 결과를 보였다. 극초음속 유동해석에 부분 내재적 적분법을 적용하면 전체 연산 시간이 감소되었다.