• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제24권3호
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• pp.219-226
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• 2007

ACE 위성이 1997년부터 2000년까지 관측한 행성간 충격파들 중에서 WIND 위성에서 관측된 Type II 태양 전파 폭발에 의한 것으로 연관되어지는 행성간 충격파 31개를 선별하였다. 이들 행성간 충격파 발생과 관련된 Type II 전파 폭발이 관측된 후에 행성 간 충격파가 인공위성들에 의해 관측될 때까지의 시간을 측정하여 행성간 충격파가 태양에서 지구까지 전달되는 전달속도를 구하였다. 이 속도와 ACE위성에서 실제 관측된 행성간 충격파의 진행속도를 비교하여 행성간 충격파의 태양 지구간 전파과정은 평균 가속도가 $-1.02m/sec^2$로 감속되는 과정임을 규명하였다. 더 나아가, 이로부터 행성간 충격파의 특성에 따른 행성간 충격파 전달 과정의 감속을 결정하는 가속도 값이 행성간 충격파의 진행속도나 마하수 등과 상관관계가 없음을 밝혀내었다.

• 한국추진공학회지
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• 제4권2호
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• pp.61-70
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• 2000

국내에서 개발된 초등훈련기 KT-1의 주 추진기관인 터보프롭엔진(PT6A-62)의 성능모사 프로그램을 개발하였다. 성능해석프로그램에 사용된 구성품 성능도는 이미 알려져 있는 성능도를 축척방정식을 가지고 축척하여 사용하였다. 개발된 프로그램의 성능을 입증하기 위하여 질량유량, 압축기 압력비, 연료유랑, 동력, 비연료소모율, 터빈입구온도 등의 변수를 상용프로그램인 CASTURB의 해석결과와 비교하였다. 성능해석은 지상정지조건과 다양한 비행마하수와 고도를 고려하여 수행하였으며 개발된 프로그램의 타당성을 입증한 후 부분부하 성능의 해석을 수행하였다. 천이상태 성능해석에서는 다양한 연료유량의 증가조건을 고려하였다. 첫 번째로 0.1초에 걸쳐 step 증가되는 경우를 고려한 결과 압축기터빈 입구온도에서 오버슈트가 발생하였다. 연료를 천천히 ramp 증가시킨 결과 오버슈트가 제거됨을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.263-267
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• 2008

본 연구에서는 헬리콥터 추진시스템의 장착 성능해석 모델링 시 고려하여야 할 흡입구 모델, 블리드 공기 손실, 보기류 시스템 구동에 사용되는 출력 추출 등을 포함한 장착 성능해석을 수행하였다. 흡입구의 압력 손실은 비행마하수와 유량에 따른 압력손실 값으로 나타낸 흡입구 성능 맵을 이용하였다. 추진시스템 장착 성능해석 모델링의 검증을 위해서는 실제 시험데이터와 비교해야 하지만 데이터 확보가 어려워 상용성능해석 프로그램인 GASTURB 해석결과와 비교 하였다. 해석결과 평균오차 0.5% 이내로 본 연구에서 수행한 추진시스템의 장착 성능해석 모델링의 타당성을 검증하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권1호
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• pp.97-102
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• 2013

초고속 비행체에 적용 가능한 소모성 터빈엔진 개발을 위한 사전연구를 수행하였다. 엔진 요구도 결정을 위한 가상 운용임무형상을 선정한 후, 유사급 엔진과 참고문헌 등을 통해 확보된 설계변수 값을 활용하여 설계점 해석을 수행하였는데, 해면고도, 마하수 1.2 조건에서 터빈입구온도 3,600 R에 대한 설계점 계산결과, 비추력 2,599.4 ft/s, 비연료소모율 1.483 lb/(lb*h)이 예측되었다. 두 가지 임무형상에 대한 엔진 성능해석결과로부터 엔진 최대 순추력을 결정하는 설계변수는 천음속 및 낮은 초음속영역에서는 터빈입구온도, 높은 초음속 영역에서는 압축기 출구온도임을 확인하였다. 이밖에도 단순, 저가, 경량의 터빈엔진형상으로 축류형 다단압축기와 직류형 연소기, 1단 축류터빈, 고정 수축팽창 노즐이 적용된 단순터보제트엔진을 제시하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제12권1호
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• pp.51-56
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• 2008

본 연구에서는 헬리콥터 추진시스템의 장착 성능해석 모델링 시 고려하여야 할 흡입구 모델, 블리드 공기 손실, 보기류 시스템 구동에 사용되는 출력 추출 등을 포함한 장착 성능해석을 수행하였다. 흡입구의 압력 손실은 비행마하수와 유량에 따른 압력손실 값으로 나타낸 흡입구 성능 맵을 이용하였다. 추진시스템 장착 성능해석 모델링의 검증을 위해서는 실제 시험데이터와 비교해야 하지만 데이터 확보가 어려워 상용성능해석 프로그램인 GASTURB 해석결과와 비교하였다. 해석결과 평균오차 0.5% 이내로 본 연구에서 수행한 추진시스템의 장착 성능해석 모델링의 타당성을 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권6호
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• pp.18-28
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• 2006

무딘 물체 주위의 고마하수 유동의 수치해석은 여러 문제점을 지니고 있으며, 이러한 문제점을 해결하기 위한 다양한 해석 기법이 제시되어왔다. 그러나 20년 이상된 수치 기법과 비교할 때 현장 경험의 부족, 그리고 특별한 응용을 위하여 기존의 코드를 수정하는 번거로움 등으로 인해 새로운 기법들은 한정된 응용 분야에서만 이용되고 있다. 본 연구에서는 지난 25년간 가장 널리 이용되고 있고 여러 상용코드에도 적용된 Roe의 FDS 수치해법을 이용하여 알고리듬이나 전산유체해석 코드의 수정 없이 3차원 고마하수 유동 해석의 문제점을 극복하는 방안을 살펴보았다. 매우 큰 마하수에서도 엔트로피 수정을 통하여 Riemann 해법들의 문제점으로 잘 알려진 carbuncle 현상이 해결 가능함을 보였으며, 비물리적 해의 문제도 초기조건의 간단한 수정으로 엔트로피 수정이나 격자 형상에 관계없이 해결할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제9권3호
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• pp.127-132
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• 2005

본 연구는 CRW형식 무인항공기 추진시스템의 밸브 작동을 고려한 비행모드에 따른 천이 성능 특성을 파악하기 위해 SIMULINK를 이용하여 모델링 하였다 그리고 밸브 시스템은 로터리 덕트와 메인덕트로 빠져나가는 유량을 제어하는 시스템으로서 밸브를 통해 로터리 덕트로 빠져나가는 유량과 메인덕트를 빠져나가는 유량의 합은 터빈의 출구 유량과 같다는 가정 하에 수행되었으며, 이때 밸브 각 변화에 따른 손실, 유량 및 유효 면적 등이 고려되었다. 성능 해석은 비행 천이 영역인 고도 1km 비행 마하수 0.1에서 엔진 최대회전수시 회전익 모드에서 고정익 모드로 변환되는 경우와 고정익모드에서 회전익 모드로의 변환되는 경우들이 수행되었다.

• 항공우주기술
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• 제5권2호
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• pp.149-158
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• 2006

분리된 페어링의 동안정 미계수 예측을 위해 기술 및 비용적 측면을 고려하여 어떤 방 법이 가장 적합할지에 대한 검토가 수행되었으며, 탑재물 페어링의 형상적 특성, 계산 조 건, 그리고 요구되는 정확도 등을 고려한 최적의 예측 방법을 선정하였다. 관성 좌표계에 대해 기술된 Euler 방정식을 해석하여 강제조화운동이 가해진 분리 PLF의 비정상 공력계수를 구하였으며, 이를 한 주기 동안 적분하여 동안정 미계수를 산출하였다. 이와 같은 기 법을 적용함으로써 분리된 3차원 PLF 형상에 대해 마하수 0.60~2.00, 받음각 $-180^{\circ}$~$180^{\circ}$ 및 옆미끄럼각 $-90^{\circ}$~$90^{\circ}$에 대하여 동안정 미계수를 얻을 수 있었다.

• 대한화학회지
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• 제42권4호
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• pp.398-410
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• 1998

Boltzmann 방정식의 비선형 해법으로서 cumulant 모멘트 방법을 연구하였으며, Maxwell 분자모형 단원자분자 기체계의 정상충격파 문제에 대하여 적용하였다. 모멘트 방정식의 해는 Maxwell-Ikenberry-Truesdell(MIT) 반복법을 사용하였다. 원래의 MIT 반복법은 초기값을 평형분포함수로부터 구하지만, 본 연구에서는 반복계산의 초기값을 Mott-Smith의 두방식(bimodal)함수로부터 구하였다. 모멘트 계산은 2차 반복단계까지 수행하였으며, 강한 충격파에 대한 밀도, 온도, stress, heat flux 등의 윤곽과 충격파의 두께, 그리고 마하수 1.4 미만의 약한 충격파의 두께를 계산하였다. 1차 반복계산에서 충격파 윤곽에 대한 간단한 형태의 해석적 표현을 얻었으며, 이로부터 도출한 약한 충격파 두께에 대한 극한법칙은 Navier-Stokes 이론과 정확히 일치한다. 2차 반복계산에 의한 결과는 강한 충격파의 윤곽곡선 및 충격파 두께가 Monte Carlo 문헌값과 정량적으로 일치함을 보인다.

• 한국추진공학회지
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• 제4권3호
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• pp.11-18
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• 2000

초음속 노즐 뒤에서 형성되는 과소팽창 제트(Underexpanded jet)가 분사될 때 베럴 충격파(Barrel shock), 팽창과(Expansion fan), 마하 디스크(Mach disc), 제트 경계면(Exhaust-gas jet boundary), 그리고 반사 충격파(Reflected shocks)와 같은 구조의 풍격파 셀(Shock cell)이 연속적으로 나타난다. 이러한 충격파 셀은 난류 소산에 의해 희미해지며 거리가 멀어지면 사라진다. 과소팽창 제트가 수직 평판에 충돌하게 되면 챔버 압력 및 출구 마하수 등 여러 인자들에 따라 달라지는 복잡한 유동장을 형성하게 된다. 본 논문에서는 평판에 충돌하는 과소팽창 제트가 형성하는 유동장을 압축성 Navier-Stokes 방정식에 유한체적법을 적용하여 수치적으로 구한 해존 실험 데이터와 비교 검증하였다. 실험 데이터와 계산 결과의 압력구배 및 유동가시화 사진 비교 견과 노즐과 평판이 가까운 경우에 충돌제트유동을 잘 예측할 수 있었으며, 과소팽창비가 작을 때 과소팽창비에 따른 충돌제트 유동분포의 영향은 자게 나타남을 알 수 있었다.