• Title/Summary/Keyword: 수치풍동

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Numerical Simulation and Supersonic Wind Tunnel Test on the Mixing Process of Transverse Injection to Supersonic Flow (초음속 유동장내에서의 연료의 수직분사 혼합과정에 대한 수치해석 및 초음속 풍동시험)

  • 김성돈;이양지;정인석
    • Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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    • 2002.04a
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    • pp.61-61
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    • 2002
  • 스크램 제트 엔진의 설계에서 초음속으로 유입된 공기의 짧은 잔류시간으로 인한 연료-공기의 혼합은 가장 중요하며 해결하기 힘든 문제이다. 전헝적인 비행 조건에서 흡입 공기가 극초음속 비행기 엔진 내에서 잔류하는 시간의 단위는 1 ms 정도이어서 짧은 시간 동안 연료와 공기는 효율적으로 혼합되어야 하며, 최대의 추진력을 얻기 위하여 과도한 공력저항없이 연소 가능한 연료-공기 혼합기를 생성시킬 수 있는 효율적인 연료-공기의 혼합 방법이 요구된다. 현재까지 가장 많이 연구되어 온 혼합 방법은 엔진 입구로 들어오는 공기 유동에 수직 방향으로 연료를 분사하는 것으로 이 방법은 연료 유동 방향과 공기 유동 방향이 수직이기 때문에 추력 손실이 생기는 단점을 갖고 있지만, 초음속으로 유입되는 공기에 수직으로 연료를 분사하게되면 분사 위치 앞에 궁형 충격파가 생겨서 감속되어 유동이 회전하는 재순환영역이 생기고 연료의 혼합이 잘 이루어지는 장점이 있다.

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Numerical Investigation for the Optimization of Two-Dimensional Adaptive Wall (2차원 적응벽면의 최적화에 관한 수치적 연구)

  • Chang B. H.;Chang K. S.
    • Journal of computational fluids engineering
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    • v.1 no.1
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    • pp.134-141
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    • 1996
  • Wall interference is one of the major obstacles to increase the model size and data accuracy. There have been many treatments for wall interference including interference correction and adaptive wall test section. Recently, two-flexible-walled adaptive wall test section is concluded adequate for three-dimensional test. But proper location of target line and pressure holes are critical to its success. In this study, a new adaptive algorithm which dispenses target line and dependency of pressure hole distribution is suggested. The wind tunnel and free air tests are simulated by the numerical computation of Euler equations. The optimum wall shape is achieved by two variable optimization which is composed of two base streamlines. The wall interference is reduced well in the optimized result which is not sensitive to the base streamlines.

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Design and Numerical Analysis of Flexible Wing for Gust Response Alleviation (유연 날개 설계 및 돌풍응답완화 수치해석)

  • Lee, Sang-Wook;Kim, Tae-Uk;Kim, Sung-Chan;Hwang, In-Hee;Ha, Chul-Keun
    • Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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    • 2006.05a
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    • pp.203-206
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    • 2006
  • In this study, the method of designing the flexible wing model which will be used for wind tunnel testing of gust response alleviation system was presented. The design concept proposed herein was validated by performing the modal testing of the flexible wing model manufactured for demonstration purpose. In addition, the study on the gust response alleviation using flexible wing control surface was performed. For this purpose, optimal control with output feedback was adopted for designing the control surface controller, and the effects of gust response alleviation was validated by performing the numerical simulation for the representative flexible wing model. The methods proposed and validated in this study can be applied for wind tunnel testing of the flexible wing for gust response alleviation.

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Aerodynamic Analysis on Ski Jump Flying Postures (스키점프 비행 자세에 따른 공력 해석)

  • Son, Kap-Sik;Ryu, Min-Hyoung;Cho, Jin-Soo
    • Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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    • v.40 no.3
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    • pp.193-200
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    • 2012
  • A numerical analysis is carried out in order to obtain aerodynamic data of the ski jump. The body modelling of Korean people is used in the numerical simulation and the result is validated by comparing it with the wind tunnel experiment. A flying posture, which provides the maximum lift-to-drag ratio, is found by analyzing the aerodynamic coefficients of various flight conditions. The result of the present study can be applied to fixing the postures of Korean ski players and is expected to advance the national sports science.

Determination of Wind Pressure Coefficients around Prismatic Structures with Different Aspect Ratios (종횡비 변화에 따른 사각주형 구조물주위의 풍압계수 결정)

  • Suh, S.H.;Lee, K.Y.;Yoo, S.S.;Roh, H.W.
    • Korean Journal of Air-Conditioning and Refrigeration Engineering
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    • v.7 no.1
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    • pp.52-62
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    • 1995
  • The purpose of this study is to determine the wind pressure coefficients around prismatic structures with different aspect ratios. Air flows around a model of prismatic shape are investigated experimentally in the wind tunnel and simulated using finite volume method. Pressure distributions and the corresponding pressure coefficients are calculated from the experimental and numerical results. The effects of aspect ratios on the pressure coefficients are discussed extensively. The numerical results are compared with those of experiments. The simulated and experimental results for average wind pressure coefficients are considerably lower than those defined in the Korean Architectural Standard Code.

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Aeroservoelastic Modeling and Gust Response Analysis of Flexible Wing for Gust Response Alleviation (유연날개 돌풍응답경감제어를 위한 서보공탄성 모델링 및 돌풍응답해석)

  • Kim, Sung-Chan;Hong, Chang-Ho
    • Proceedings of the Computational Structural Engineering Institute Conference
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    • 2010.04a
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    • pp.488-491
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    • 2010
  • 본 논문에서는 돌풍응답경감제어 효과 검증을 위한 풍동시험에 사용될 유연날개에 대해 공탄성 모델, 조종면 작동기 모델, 돌풍 모델 등으로 구성되는 서보공탄성 모델링을 수행하였으며, 이에 대한 연속돌풍 응답해석을 수행하여 상용 Solver를 이용한 해석결과와 비교하여 구성된 서보공탄성 모델을 검증하였다. 또한, 유연날개의 돌풍응답을 경감하는 조종면 제어기를 설계하고, 이에 대한 수치 시뮬레이션을 수행하여 돌풍응답 경감효과를 검증하였다.

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Numerical Analysis of Wind Turbine Scale Effect by Using Computational Fluid Dynamics (전산유체역학을 이용한 풍력터빈 축소효과 수치해석)

  • Park, Young-Min;Chang, Byeong-Hee
    • 한국신재생에너지학회:학술대회논문집
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    • 2006.06a
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    • pp.269-272
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    • 2006
  • Numerical analysis of wind turbine scale effect was performed by using computational fluid dynamics. For the numerical analysis of wind turbine. Three dimensional Navier-Stokes solver with various turbulence models was tested and realizable k-e turbulence model was selected for the simulation of wind turbines. To validate the present method, performance of NREL (National Renewable Energy Laboratory) Phase VI wind turbine model was analyzed and compared with experiment and blind test data. Using the present method, numerical simulations for various size of wind tunnel model were carried out and characteristics were observed in detail. The power loss due to the interference between wind turbine and nacelle was also computed for relatively larger nacelle installation in wind tunnel test. The present results showed good correlations with experimental data and reasonable trends of scale effect of wind turbine.

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Immersed Boundary Method for numerical Analysis of Bridge Section (가상경계법을 이용한 교량 내풍단면 유동장 수치해석)

  • Kim, Hak Sun;Lee, Sungsu;Nho, Jae Geun
    • 한국방재학회:학술대회논문집
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    • 2011.02a
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    • pp.69-69
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    • 2011
  • 본 논문에서는 비정상 상태의 비압축성 유동장을 해석하기 위하여 물체맞춤격자방법이 아닌 가상경계법을 사용하였다. 가상경계법은 구조격자를 사용하여 구조물 경계면에서 Momentum Forceing을 사용하여 가상의 경계를 만들어 유동장을 해석하는 방법이다. Navier-Stoke 방정식의 수치 이산화 방법으로 Kim et al(1985)이 사용한 Fractional Step Method(FSM)을 사용하였다. 시간에 대하여 semi-implicit FSM를 사용하였고, 확산항에 대해서는 2차 정확도의 Crank-Nicolson Method를 대류항은 3차 정확도의 Runge-Kutta Method를 사용 하였다. 본 연구에서는 가상경계법을 이용한 유동장 해석이 교량 단면에 대하여 수치해석이 가능한지 검토하였다. 가상경계법은 현재 많은 연구가 유선형의 구조물에 대하여 수행되어 오고 있다. 교량 단면과 같은 각 진 구조물에 대한 검토는 아직 미비한 실정이다. 가상경계법에서 다루고 있는 구조물 경계면에서의 Momentum Forcing 방법이 유선형의 구조물에 맞추어 연구가 진행되었기 때문이다. 먼저 본 연구의 프로그램을 검증하기 위하여 원형 실린더에 대하여 가상경계법을 적용한 결과 Re 수 200에서 Strouhal Number, 양력계수, 항력계수를 이전 연구 결과와 비교하였다. Williamson(1988)과 Zhang(1995)의 연구결과와 유사한 결과를 얻을 수 있다. 그리고 교량의 단면과 같은 각진 구조물(Bluff Body)에 대하여 가상경계법 적용하였다. 본 논문의 연구에서 평가 대상으로 하고 있는 2차원 교량 단면에 대하여 유동장 해석을 하였다. 본 논문에서 정량적인 유체력과 유동장에 대한 비교 및 검토가 이루어지지 못했지만 압력장과 유선의 형태가 이론적인 값을 벗어나지 않고 있는 것으로 확인 되었다. Re 수 2700에서 전산 해석을 수행하였으며, 교량 단면 주위의 압력계수와 박리현상 그리고 후류에서의 Vortex shedding 현상이 모두 적절한 분포가 나타나는 것을 확인할 수 있었다. 따라서 가상경계법을 이용하여 각진 구조물에 대한 주위 유동장해석에 대한 가능성을 확인하였으며, 풍동실험과의 결과비교를 통하여 가상경계법을 이용하여 교량 단면 주위의 유동장 해석 결과를 정량적으로 비교할 것이다.

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Numerical Study on the Characteristics of Dual-Mode Scramjet Isolator (이중 모드 스크램제트 격리부 특성에 대한 수치해석적 연구)

  • Deng, Ruoyu;Kim, Heuy Dong;Jin, Yingzi
    • Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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    • v.19 no.5
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    • pp.31-36
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    • 2015
  • As one of the most promising propulsive systems in the future, the dual-mode scramjet engine has drawn the attention of many researches. Detailed flow features concerned with the isolator play an important role in the dual-mode scramjet system. The 2D numerical method has been used for the dual-mode scramjet with wind tunnel. To validate the ability of the numerical model, numerical results have been compared with the experimental results. Overall pressure distributions show quite good match with the experimental results. Back pressure has been studied for maximum pressure rising. According to the results, pressure distribution of supersonic inlet section is not influenced by back pressure. The shock train is pushed towards upstream as the back pressure increases. The maximum value of back pressure without inlet unstart goes up rapidly and then keeps constant when the isolator length increases. The optimal length of isolator section ($L/H_{th}$) is 8.7 in this model.

A Study of the Control of Plume-Induced Flow over a Missile Afterbody (Missile Afterbody에서 Plume-Induced Flow의 제어에 관한 연구)

  • ;Young-Ki Lee
    • Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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    • 2003.05a
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    • pp.45-48
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    • 2003
  • The plume interference is a complex phenomenon, consisting of plume-induced boundary layer separation, separated shear layer, multiple shock waves, and their interactions. The base knowledge of plume interference effect on powered missiles and flight vehicles is not yet adequate to get an overall insight of the flow physics in plume-freestream flow field. Computational studies are performed to better understand the flow physics of the plume-induced shock and separation for Simple, Rounded, Porous-extension test model configurations. The present study simulates highly underexpanded exhaust plume effect on missile body at the transoni $c^ersonic speeds. In order to investigate the plume-induced separation phenomenon, Simple, Rounded and Porous-extension plate are attacked to the missile afterbody. The computational result shows that the rounded afterbody and the porous-extension wall attached at the missile base can alleviate the plume-induced shock wave and separation phenomenon and improve the control of the missile body.dy.

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