• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2016.03a
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• pp.571-575
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• 2016

두꺼운 에어포일은 받음각이 클 때 역압력 구배가 일어날 수 있기 때문에 날개의 중앙부 후방에서 유동박리(Flow separation)와 와류 진동(Vortex shedding)이 쉽게 발생할 수 있다고 알려져 있다. 항공기가 이 착륙할 때 받음각이 커짐에 따라 유동박리에 의한 실속이 발생할 수 있는데 이를 지연 시켜 실속각을 크게 하면 안전성이나 효율 면에서 유리하다. 이를 위해 날개에 Hole을 만들어 와류를 잡아 유동의 박리를 지연시키고자 하였다. 본 연구에서는 EDISON_CFD 시스템의 2D_Incomp_P 솔버를 사용하여 NACA0018 에어포일의 윗면에 다른 위치의 Hole이 있을 때와 크기가 다른 Hole이 있을 때의 실속각이 가장 커지는 경우를 찾아보았다. Hole의 위치와 반지름 크기를 변화시켰을 때 각각의 최대 양력 계수를 비교하여 실속각의 증가와 Streamline을 그려 유동박리가 지연됨을 확인하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.34 no.6
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• pp.10-17
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• 2006

NACA23012익형에 대하여 synthetic jet을 이용하여 박리 제어를 수행하였다. 공력특성의 향상을 위해 앞전 droop과 plain flap의 박리 부근에 synthetic jet을 위치시켰다. 고 받음각에서 앞전 박리의 발생으로 인한 실속을 앞전 droop의 작동과 이때 발생하는 앞전 박리를 synthetic jet으로 효과적으로 지연시킬 수 있고, 또한 실속 특성을 개선 할 수 있음을 확인하였다. 양력의 향상을 위하여 plain flap을 장착하였고, 이때 발생하는 박리를 synthetic jet으로 지연시켜 제어면의 작동 효율을 증가 시킬 수 있음을 확인하였다. 앞전 droop과 plain flap으로 구성된 간단한 고양력 장치에 발생하는 박리를 synthetic jet으로 제어함으로 실속을 지연시킴과 동시에 실속 특성을 향상시키고, 최대 양력의 증가로 fowler flap에 버금가는 공력특성을 확보할 수 있음을 확인하였다.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2016.03a
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• pp.518-522
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• 2016

항공기 운항 중 사고가 가장 많이 발생하는 순간이 이착륙 순간이다. 사고의 원인은 실속(Stall)으로 인한 조종성 상실, 버드 스트라이크 등의 이유들이 있다. 본 연구에서는 항공기 날개에 구멍을 내서 구조적인 변화를 통해 이 착륙 시에 가장 많이 적용되는 받음각인 $10^{\circ}$에서 흐름의 박리가 지연되고, 양항비가 상승되는 효과를 기대하고 $10^{\circ}$이외의 받음각에서 박리가 지연되는지 해석을 진행하였다. 본 연구에서의 최종적 목표는 곡선형태의 구조변화 형상과 이를 실제 항공기에 적용이 가능하도록 제작성과 경제성을 고려하여 단순화 하는 작업을 진행하고 곡선 형태와 같은 효과를 얻고자 해석을 진행하였다. 받음각 $10^{\circ}$에서 해석을 진행한 경우 모든 형상들이 흐름의 박리를 지연시키는 효과를 가져왔다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.33 no.9
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• pp.1-8
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• 2005

This paper explored the effects of separation control through the use of pulsating jet blowing on a two dimensional elliptical airfoil. To develop an active control technique of flow separation, a flow control actuator utilizing continuous/pulsed jet of pressurized air was designed and installed in a wind tunnel testing model of elliptic wing. PIV measurement and flow visualization of the wing near field were conducted to access the feasibility and effectiveness of the pulsed jet blowing on controlling the stall of the elliptical wing in subsonic flow. PIV experimental results show that separation control can provide significant reduction in turbulent flow wake and separation bubbles by jet blowing. The pulsating jet blowing is more effective on the separation control than continuous one. Increased jet frequency suppressed the turbulent separated flow wake effectively at even higher AOAs.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.11 no.2
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• pp.65-72
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• 2012

Numerical simulations were performed to study the stall characteristics of turboprop aircraft. Stall characteristics were qualitatively investigated using the computational results of various configurations based on the combinations of propeller and high lift device. For the analysis of stall characteristics, three-dimensional Navier-Stokes solver with Spalart-Allmaras turbulence model was used and the relative motion between propeller and wing was simulated using sliding mesh technique. For the cruise configurations, major flow separation was occurred at the fuselage/wing fairing and the separation was reduced under propeller slipstream condition. For the high lift device configuration without propeller, major flow separation was occurred at the outboard side of nacelle. With rotating propeller, early stall onset due to low relative velocity and high effective angle of attack was observed on the outboard wing section. Regarding rotating direction of propeller, inboard-down direction was preferred due to the stall delay effect of propeller slipstream.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.32 no.5
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• pp.10-17
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• 2004

To achieve the advanced forward flight performance of helicopter, the passive control methods for enhancement of the dynamic stall characteristics of rotor blades are studied. To enhance the dynamic stall characteristics of the rotor blades, it is essential to improve the lift performance and the pitching moment performance simultaneously with the control of the separation on the rotor blades. For this point of view, both the fixed droop leading edge and the Gurney flap which are simply realized are used for control of the dynamic stall in severe dynamic stall conditions. From this study, the combination of both passive control methods showed dramatic enhancement of lift and pitching moment performance in dynamic stall than previous research results.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2016.03a
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• pp.628-631
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• 2016

본 연구에서는 플라잉디스크의 윗면 곡률과 끝단두께에 따른 공력특성의 변화 및 유동 흐름을 EDISON_CFD를 통해 해석하고자 한다. 플라잉디스크는 받음각이 증가할수록 윗면 표면에서는 박리 거품이 발생하게 되고 아랫면에서 윗면으로 올라 갈려는 유동의 흐름이 발생하게 되어 뒷전과 후류에서 거대한 박리 거품이 발생하게 되어 공력특성 및 유동흐름에 큰 변화를 주게 된다. 총 5가지의 형상에 대해서 받음각을 $0^{\circ}{\sim}25^{\circ}$까지 마하수 0.0588, 해석모델은 KFLOW에서 k-w SST를 레이놀즈수 $3.78{\times}10^5$을 조건으로 각 형상의 공력특성과 유동의 흐름의 비교를 분석하였다. 그 결과 윗면의 곡률이 증가 할수록 앞전박리가 활발해지고, 끝단두께가 두꺼워 질수록 뒷전박리가 활발해진다. 이로 인해 곡률은 완만할수록 두께는 얇을수록 양력계수와 실속각을 증가 시킬 수 있다.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 1998.12a
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• pp.70-77
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• 1998

The rise in pressure across the impeller blade of an axial flow fan depends on the angle of attack. At a low back pressure, the air volume will be large and the angle of attack is small. The gradual increase of the back pressure approached stall zone which is not stationary but travels blade to blade passage. In consequence, a region occurs around these blades with large vibration in the flow. To avoid these stall operation, the stall detector in the axial flow fans has been designed to detect stalling condition with a manometer or differential pressure switch by electric mechanism.

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers B
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• v.25 no.1
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• pp.62-70
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• 2001

Three-dimensional dynamic stall over an oscillating wing has been analyzed by using a compressible Navier-Stokes code. The code solved the thin-layer Navirer-Stokes equations with a second-order time accuracy for a semispan wing with 0.3048m chord, a NACA 0015 airfoil section, and zero twist Computations were made for a freestream Mach number of 0.29, a chord Reynolds number of 1.95$\times$10(sup)6 and a reduced frequency equal to 0.1. Numerical results were compared with experimental data which include the hysteresis of lift, drag and moment at various wing span. The comparison reveals the quantitative as well as qualitative nature of the three-dimensional dynamic stall.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2016.03a
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• pp.566-570
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• 2016

본 연구에서는 플라잉 디스크를 이용하여 Pitching 운동 조건에서의 공력특성을 해석하였다. 본 해석에서 사용한 플라잉 디스크 모델은 프리원 151_140이며, 해석자로는 KFLOW_EDISON_2D_3DOF를 사용하였다. Pitching 운동이 있는 경우 받음각의 변화에 따른 공력특성을 비교 분석하였다. 기준 받음각의 변화에 따라 형상 아랫면과 뒷전 부근에 실속 와류가 다른 형태로 생겨 플라잉 디스크의 공력 특성에 영향을 준다는 것을 확인하였다. 또한, 기준 받음각이 증가 할수록 강한 실속 와류가 발생함을 알 수 있다.