• 대한기계학회논문집B
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• 제38권3호
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• pp.203-210
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• 2014

본 연구는 Weis-Fogh형 수차의 유체역학적 특성을 개선 와법으로 수치계산한 것이다. 날개(NACA0010에어포일)와 양쪽 수로 벽은 소스(Source) 및 볼텍스 판넬로 근사하였고, 자유 볼텍스는 각 물체 전체표면에서 도입하였다. 타임스텝마다 날개를 이동시켜가며 본 수차의 유동장 즉 비정상 속도장과 압력장을 계산하였다. 계산변수로는 주요 설계인자인 날개 뒷전에서 날개 축까지의 거리, 수로 폭 및 최대 열림각으로 하였다. 본 수차의 1매의 날개에 대한 최대 효율 및 출력계수는 속도비 U/V=2.0에서 각각 26% 및 0.4였다. 본 수차의 유동장은 날개가 수로 내에서 비정상적으로 움직이기 때문에 매우 복잡하다. 그러나 개선 와법을 이용하여 명확하게 계산할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권3호
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• pp.211-219
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• 2008

본 연구에서는 삼차원 비정렬 비점성 유동 해석 코드를 이용하여 전투기 형상의 외부 장착물이 꼬리 날개에 미치는 공력 간섭효과에 대한 연구를 수행하였다. 수치적 기법으로는 격자점 중심(vertex-centered)에 기초한 유한체적법과 시간 적분을 위한 내재적인 point Gauss-Seidel 반복 계산법을 사용하였다. 해석 코드의 검증을 위해 전투기 형상에 대한 정상 유동 계산을 수행하였으며 결과를 실험 데이터와 비교하였다. 외부 장착물의 후류(wake)를 정확히 포착하기 위해 예상되는 후류 영역에 대해 국부적인 격자 조밀화를 수행하였으며 천음속 영역에서의 비정상 유동 해석을 통해 외부 장착물에서 발생하는 후류가 수평꼬리날개에 미치는 간섭효과를 확인하였다. 공력 간섭효과를 감소시키기 위한 대안으로는 뒷전 플랩 꺽임각(trailing edge flap deflection)을 고려하였으며 이에 대한 정량적인 감소효과를 제시하였다.

• 한국음향학회지
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• 제37권2호
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• pp.92-98
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• 2018

본 논문은 모형 프로펠러를 대상으로 공동수조 시험, 수중 충격시험, 유한요소해석 및 전산유체해석에 기반하여 수행한 명음 발생 메커니즘 연구이다. 선미 유동을 모사하기 위해 반류망, 프로펠러 및 방향타를 설치하고 수중청음기와 가속도계로 프로펠러 명음 현상의 발생과 소멸을 계측하였다. 유한요소해석을 통해 프로펠러 날개의 고유진동수를 예측하고 접촉 및 비접촉식 충격시험으로 이를 검증하였다. RANS(Reynolds Averaged Navier-Stokes) 방정식 기반 전산유체해석을 통하여 프로펠러 날개 각 단면의 유속과 유효 받음각을 계산하였으며, DES(Detached Eddy Simulation) 기반 고해상도 해석을 통해 명음 발생 위치에서 2-D 날개 단면 뒷전의 와류흘림주파수(vortex shedding frequency) 계산을 수행하였다. 수치적으로 예측된 와류흘림주파수는 모형시험으로 계측한 명음 발생 주파수 및 날개 고유진동수와 일치함을 확인하였다.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제2회(2013년)
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• pp.343-348
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• 2013

초임계 익형은 천음속 영역에서 비행하는 상업용 민간 항공기와 전투기 날개의 공력성능을 향상시키기 위해 Whitcomb R. T.가 제안 하였다. 초임계 익형은 상부표면을 평평하게 디자인하여 임계마하수보다 큰 마하수에서 나타나는 익형 주위의 충격파 출현을 지연시킴으로써 항력을 줄일 수 있고, 상부 표면의 평면 설계로 인한 양력 감소를 보정하기 위하여 하부 표면의 꼬리부분에 캠버가 있는 형상을 하고 있다. 본 연구에서는 EDISON CFD를 이용하여, 초임계 익형의 공력특성을 해석하고 Xfoil의 data와 비교 분석하였다. 또한, 초임계 익형의 형상을 변경하여 두께와 뒷전 캠버가 다른 초임계 익형을 설계하였다. 새로운 초임계 익형의 형상은 상용 프로그램 Maple12을 이용하여 Whitcomb Integral Supercritical Airfoil의 형상을 수정하여 구할 수 있다. 초임계 익형 주위의 유동을 2D압축성 유동으로 가정하고 EDISON CFD의 2D_Comp-2.0 솔버를 사용하여 수치해석을 수행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권2호
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• pp.109-117
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• 2020

기존 정렬 격자의 많은 제약 조건들을 완화할 수 있는 patched-grid 알고리즘을 이용하여 효율적으로 정렬 격자계를 구성하였다. EFD-CFD 워크숍의 case 4: 삼각 날개-원통형 동체 형상에 크게 3가지의 접근 방식을 적용하여 기존의 격자 생성 문제점들을 해결하였고, 실험값과 비교하여 검증하였다. 고 받음각 영역에서 표면 압력 분포가 실험값과 다소 차이를 보였다. 마하수의 증가에 따른 피칭 모멘트의 기울기 변화를 분석하였고 이는 tuck under 현상으로 설명할 수 있었다. 초음속 영역에서는 형상 앞에 궁형 충격파가 발생함으로써 삼각익 뒷전까지 양력을 발생시키는 영역이 확장되었다. 또한, 마하수와 받음각에 따라 압력 중심과 무게 중심의 위치를 비교하여 피칭 모멘트의 경향성을 분석하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권12호
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• pp.1059-1066
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• 2007

타원형 단면 에어포일의 블로잉 제트에 의한 유동박리 제어효과에 대한 연구를 레이놀즈수 Rec=7.84×105에서 실험적 방법으로 수행하였다. 블로잉 제트는 에어포일 내부의 공기실에 있는 압축공기를 앞전 혹은 뒷전에 위치한 좁은 제트슬롯을 통하여 분출시켰다. 실험결과 블로잉은 날개면 압력회복으로 수직력을 증가시킴으로써 박리 유동을 제어할 수 있음을 보였다. 블로잉에 의한 수직력의 상승은 상대적으로 높은 받음각에서 더욱 효과가 컸으며 낮은 받음각에서는 감소되었다. 현 연구조건에서 수직력을 상승시키는데 가장 효과적인 블로잉 방식은 앞전에서의 90° 방향의 간헐제트이었다. 특히, 간헐제트가 부여된 경우 실속 받음각을 약 2°-3° 지연시킬 수 있었다. 연속제트와 간헐제트 모두 에어포일의 공력특성과 성능을 향상시킴으로써 유동박리 제어에 직접적이고 유효한 방법임을 입증하였다.

• 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.