• Journal of the Korean Society of Visualization
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• v.7 no.2
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• pp.12-16
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• 2010

The effect of vortex generators to manipulate the separated flow region behind the vertical fence was experimentally investigated. The experiments were performed in the circulating water channel. The parameters used in this study were the distance between the fence and vortex generators and size of vortex generators. Digital PIV method was applied to measure the instantaneous velocity fields around the fence. And the obtained flow properties were compared with those of fence How without the vortex generators. The obtained results quantitatively shows the specific size and distance of vortex generators which were effective to reduce the mean reattachment length of separation bubble behind the fence.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 1999.07a
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• pp.148-148
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• 1999

다이아몬드에 버금가는 높은 경도뿐만 아니라 높은 화학적 안정성 및 열전도성 등 우수한 물리화학적 특성을 가진 입방정 질화붕소(cubic Boron Nitride)는 마찰.마모, 전자, 광학 등의 여러 분야에서의 산업적 응용이 크게 기대되는 자료이다. 특히 탄화물형성원소에 대해 안정하여 철계금속의 가공을 위한 공구재료로의 응용 또한 기대되는 재료이다. 특히 탄화물형성원소에 대해 안정하여 철계금속의 가공을 위한 공구재료로의 응용 또한 크게 기대된다. 이 때문에 각종의 PVD, CVD 공정을 이용하여 c-BN 박막의 합성에 대한 연구가 광범위하게 진행되어 많은 성공사례들이 보고되고 있다. 그러나 이러한 c-BN 박막의 유용성에도 불구하고 아직 실제적인 응용이 이루어지지 못한 것은 증착직후 급격한 박리현상을 보이는 c-BN 박막의 밀착력문제때문이다. 본 연구에서는 평행자기장을 부가한 ME-ARE(Magnetically Enhanced Activated Reactive Evaporation)법을 이용하여 c-BN 박막을 합성하고, 합성된 c-BN 박막의 밀착력에 미치는 공정인자의 영향을 규명하여, 급격한 박리현상을 보이는 c-BN 박막의 밀착력 향상을 위한 최적 공정을 도출하고자 하였다. BN 박막 합성은 전자총에 의해 증발된 보론과 (질소+아르곤) 플라즈마의 활성화반응증착(activated reactive evaporation)에 의해 이루어졌다. 기존의 ARE장치와 달리 열음극(hot cathode)과 양극(anode)사이에 평행자기장을 부여하여 플라즈마를 증대시켜 반응효율을 높혔다. 합성실험용 모재로는 p-type으로 도핑된 (100) Si웨이퍼를 30$\times$40 mm크기로 절단 후, 100%로 희석된 완충불산용액에 10분간 침적하여 표면의 산화층을 제거한후 사용하였다. c-BN 박막을 얻기 위한 주요공정변수는 기판바이어스 전압, discharge 전류, Ar/N가스유량비이었다. 증착공정 인자들을 변화시켜 다양한 조건에서 c-BN 박막의 합성하여 밀착력 변화를 조사하였다. 합성된 박막의 결정성 분석을 FTIR을 이용하였으며, Bn 박막의 상 및 미세구조관찰을 위해 투과전자현미경(TEM;Philips EM400T) 분석을 병행하였고, 박막의 기계적 물성 평가를 위해 미소경도를 측정하였다. 증착된 c-BN 박막은 3~10 GPa의 큰 잔류응력으로 인해 증착직후 급격한 박리현상을 보였다. 이의 개선을 위해 증착중 기판바이어스 제어 및 후열처리를 통해 밀착력을 수~수백배 향상시킬 수 있었다. c-BN 박막의 합성을 위해서는 증착중인 박막표면으로 큰 에너지를 갖는 이온의 충돌이 필요하기 때문에 기판 바이어스가 요구되는데, c-BN의 합성단계를 핵생성 단계와 성장 단계로 구분하여 인가한 기판바이어스를 달리하였다. 이 결과 그림 1에서 나타낸 것처럼 c-BN 박막의 핵생성에 필요한 기판바이어스의 50% 정도만을 인가하였을 때 잔류응력은 크게 경감되었으며, 밀착력이 크게 향상되었다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2012.05a
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• pp.167-171
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• 2012

A computational analysis of nozzle flow is conducted to investigate effects of the flight altitude on thrust performance. Reynolds-averaged Navier-Stokes equation with k-${\omega}$ SST(Shear Stress Transport) turbulence model is employed to simulate the nozzle flow in various altitude conditions, where continuum mechanics is to be valid. Thrust performance of the nozzle is exceedingly poor upto 10 km of flight altitude because of the irreversible phenomena such as shock and/or flow separation occurring inside the nozzle, whereas it is restored to the nominal value as the altitude is attained higher than 30 km.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.37 no.12
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• pp.1184-1191
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• 2009

In order to reduce the download around the Smart UAV(SUAV) at Transition mode, flow control using synthetic jet has been performed. Many of the complex tilt rotor flow features are captured including the leading and trailing edge separation, and the large region of separated flow beneath the wing. Based on the results of part 1 of the present work, synthetic jet is located at 0.01c, $0.95c_{flap}$ and it is operated with the non-dimensional frequency of 0.5, 5 to control the leading edge and trailing edge separation. Consequently, download is substantially reduced compared to with no control case at transition mode using leading edge jet only. The present results show that the overall flight performance and stability of the SUAV can be remarkably improved by applying the active flow control strategy based on synthetic jet.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2004.10a
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• pp.109-112
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• 2004

Of late, the thrust vectoring control, using fluidic co-flow and counter-flow concepts, has been received much attention since it not only improves the maneuverability of propulsive engine but also reduces an additional material load due to the trailing control wings, which in turn reduce the aerodynamic drag. However, the control effects are not understood well since the flow field involves very complicated non: physics such as shock wave/boundary layer interaction, separation and significant unsteadiness. Existing data are not enough to achieve the effectiveness and usefulness of the thrust vectoring control, and systematic work is required for the purpose of practical applications In the present study, computational study has been performed to investigate the effects of the thrust vector control using the fluidic co-and counter-flow concepts. The results obtained show that, for a given pressure ratio, the thrust deflection angle has a maximum value at a certain suction flow rate, which is at less than $5\%$ of the mass flow rate of the primary jet. With a longer collar, the same vector angle is achievable with smaller mass flow rate.

• Proceedings of the Korean Institute of Surface Engineering Conference
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• 2016.11a
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• pp.102-102
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• 2016

본 연구에서는 직류 전원(direct current; DC)을 이용한 스퍼터링과 고전력펄스 마그네트론 스퍼터링(high-power impulse magentron sputtering; HIPIMS)의 두 가지 방법과 빗각 증착을 적용하여 제조한 티타늄 질화물(TiN) 박막의 미세구조 변화가 물성에 미치는 영향을 확인하였다. TiN 박막은 99.5%의 Ti 타겟을 사용하고, Ar가스와 $N_2$ 분위기에서 스테인리스(SUS304)와 초경(cdmented carbide; WC-10wt.%Co) 기판위에 코팅하였다. 기판은 알코올과 아세톤으로 초음파 세척을 실시한 후 진공용기에 장착하고 기본 진공도인 ${\sim}2.0{\times}10^{-5}Torr$ 까지 진공배기를 실시하였다. 기판과 타겟 간의 거리는 DC 스퍼터링은 10 cm, HIPIMS 스퍼터링은 8.5 cm 이었다. 진공용기의 압력이 기본 진공도까지 배기되면 Ar 가스를 ${\sim}10^{-2}Torr$로 주입한 후 기판에 라디오 주파수(radio frequency; RF) 전원으로 약 -800 V의 전압을 인가하여 글로우 방전을 발생시키고 약 30 분간 청정을 실시하였다. 기판의 청정이 끝난 후 기본 진공도까지 배기한 후 Ar와 $N_2$ 가스를 ${\sim}10^{-3}Torr$로 주입하여 TiN 코팅을 실시하였다. 빗각의 크기는 $45^{\circ}$와 $-45^{\circ}$이며, TiN 박막의 총 두께는 약 $2.5{\sim}4.0{\mu}m$ 로 유지하였다. 공정조건에 따라 TiN 박막의 주상정은 형태와 기울어진 각도가 다른 것을 확인하였다. DC 스퍼터링으로 제조된 TiN 박막은 기판홀더에 약 -100 V 의 bias 전압을 인가하면 인가하지 않은 박막에 비해 치밀한 박막의 성장과 경도 값도 증가하는 사실을 확인하였다. 또한 빗각을 적용하고 bias 전압을 인가하지 않은 시편에서 박리현상이 일어났다. HIPIMS로 제조한 TiN 박막은 bias 전압을 인가한 박막과 인가하지 않은 박막의 주상정 형상과 경도 값에 큰 차이가 없었으며, 박막의 박리현상은 모든 시편에서 일어나지 않았다. DC 스퍼터링으로 제조한 TiN 박막은 bias 전압을 인가하지 않으면 색상이 노란색이 아닌 갈색으로 나타났으며, HIPIMS으로 제조한 박막은 bias 전압 인가 유무에 상관없이 노란색 색상을 나타냈다. 앞서 설명한 DC 스퍼터링과 HIPIMS의 공정조건에 따라 나타난 박막의 경도, 색상, 물성변화 차이는 DC 스퍼터링보다 높은 HIPIMS의 이온화율에서 기인한 것으로 생각된다. 본 연구결과를 이용하면 다양한 형태의 박막 구조 제어가 가능하고 이러한 미세구조 제어를 통해서 박막의 물성도 제어가 가능할 것으로 판단된다.

• Proceedings of the Korean Institute of Surface Engineering Conference
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• 2016.11a
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• pp.101-101
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• 2016

DLC(Diamond Like Carbon)막은 그 물성의 다양함으로 인하여 산업기계, 금형, 공구, 광학 및 수송기기의 파워셀 부품등 많은 산업분야에 활용되고 있다. 일반적으로 DLC막은 증착에 사용되는 카본의 원료에 따라 크게 두 가지로 나눌 수 있는데, 이는 탄화 수소계 가스(CxHy)를 사용하여 증착된 a-C:H(amorphous Hydro-Carbon)과 고체 카본을 사용하는 a-C(amorphous Carbon)이다. 또한 a-C 중 진공 아크 공법으로 제작된 막(ta-C : tetrahedral amorphous-Carbon)은 다이아몬드 성분인 sp3의 분률이 높아, 그 경도는 40 - 85 GPa 이상이며, 무수소화로 500도 이상의 고온에서도 그 물성의 변화가 적어 그 활용도가 높아지고 있다. 하지만 높은 경도와 더불어 막의 잔류응력이 높아 3 um 이상 후막화하는 것은 어렵다. 이는 높은 잔류응력으로 인한 막의 증착시, 막 자체가 파손되거나, 기판과 막사이의 계면 밀착력이 약하여 박리되거나, 또는 높은 밀착력으로 인하여 모재가 파손되는 등 다양한 문제를 발생한다. 본 연구에서는 이 고경도 무수소 DLC막(ta-C)의 후막화하는 방안으로 주요 코팅 변수와 잔류응력과의 관계를 에너지 관점에서 파악하고 이를 활용 잔류응력을 제어하여 할 수 있는 방법을 제시하고자 한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2005.11a
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• pp.40-45
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• 2005

Techniques used for throcket motors are mainly classified as fixed nozzles with mechanical exhaust jet interferences on the expansion region (such as jet tabs and jet vanes) and movable nozzles(such as ball&socket md flexible seal). Using the numerical analysis and the cold-flow test, this paper evaluates the performance of supersonic nozzle for asymmetric entrance shape at tilted position of ball&socket nozzle. Numerical results show that the asymmetric effects in the flow fields are gradually diminished up to the nozzle throat and are not noticeable downstream of the nozzle throat. Although the calculated thrust and the lateral force are less than those of cold-flow test, two results show a flirty good agreement.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.8 no.1
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• pp.197-206
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• 2009

To improve the aerodynamic efficiency of Smart Unmanned Aerial Vehicle (SUAV), vortex generators and flow fence are applied on the surface and the tip of wing. The initially applied vortex generator increased maximum lift coefficient and delayed the stall angle while it produced excessive increase in drag coefficient. It turns out reduction of the airplane's the lift/drag ratio. The new vortex generators with L-shape and two different height, 3mm and 5mm, were used to TR-S4 configuration to maintain the desired level of maximum lift coefficient and drag coefficient. Flow fence was also applied at the end of both wing tip to reduce the interaction between nacelle and wing when nacelle tilting angles are large enough and produce flow separation. To examine the effect of flow fence, flow visualization and force and moment measurements were done. The variation of the aerodynamic characteristics of SUAV after applying flow control devices are summarized.

• Journal of computational fluids engineering
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• v.15 no.4
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• pp.46-52
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• 2010

In the present work, the aerodynamic characteristics of elliptic airfoils which have a 12% thickness ratio are numerically investigated based on Reynolds-averaged Navier-Stokes equations and a transition SST model at a Reynolds number 8.0$\times$105. The numerical simulation of a synthetic jet actuator which is a well-known zero-net-mass active flow control actuator located at x/c = 0.00025, was performed to control massive flow separation around the leading edge of the elliptic airfoils. Four cases of non-dimensional frequencies were simulated at an angle of attack of 12 degree. It is found that the size of the vortex induced by synthetic jets was getting smaller as the jet frequency becomes higher. Comparison of the location of synthetic jets between x/c = 0.00025 (around the leading edge) and x/c = 0.9 (near the separation) shows that the control near the leading edge induces closed recirculation flow regions caused by the interaction of the synthetic jet with the external flow, but the control applied at 0.9c (near the trailing edge) induces a very small and weak vortex which quickly decays due to weak intensity.