• 한국항공우주학회지
• /
• 제46권1호
• /
• pp.1-9
• /
• 2018

람다 날개 형태의 무인전투기는 동체-날개 융합익의 형태를 띄고 있어 일반적인 항공기에 비해 상대적으로 항력이 작고 레이더 반사 면적이 작아 우수한 스텔스 성능을 갖는다. 그러나 앞전 후퇴각에 의해 생성되는 앞전 와류의 영향으로 특정 받음각에서 피칭모멘트가 급격히 증가하는 현상이 나타난다. 본 연구에서는 무미익 람다 날개 형상을 기반으로 한 UCAV 1303 모델을 사용하여 풍동시험과 전산해석을 수행하였다. 실험 풍속은 50 m/s, 받음각 범위는 $-4^{\circ}{\sim}28^{\circ}$ 으로 하였으며 전산해석 또한 실험 조건과 동일하게 연구를 수행하였다. 본 연구를 통해 UCAV의 날개 비틀림이 피칭모멘트의 안정성에 미치는 영향을 확인하였다. 그 결과 날개에 음의 비틀림 각을 적용하였을 때 날개 바깥쪽에서의 유동 박리가 지연되면서 Pitch-break가 발생하는 받음각이 증가하였고, 양의 비틀림 각을 적용하였을 때 Pitch-break가 발생하는 받음각이 감소하였지만 양항비가 증가하는 것을 확인하였다.

• 한국해양공학회지
• /
• 제10권3호
• /
• pp.138-152
• /
• 1996

Many studies of heat transfer on the swirling flow or unswirled flow in a abrupt pipe expansion are widely carried out. The mechanism is not fully found evidently due to the instabilities of flow in a sudden change of the shape and appearance of turbulent shear layers in a recirculation region and secondary vortex near the corner. The purpose of this study is to obtain data through an experimental study of the swirling flow and heat transfer downstream of an abrupt expansion in a circular pipe with uniform heat flux. Experiments were carried out for the turbulent flow nd heat transfer downstream of an abrupt circular pipe expansion. The uniform heat flux condition was imposed to the downstream of the abrupt expansion by using an electrically heated pipe. Experimental data are presented for local heat transfer rates and local axial velocities in the tube downstream of an abrupt 3:1 & 2:1 expansion. Air was used as the working fluid in the upstream tube, the Reynolds number was varied from 60, 00 to 120, 000 and the swirl number range (based on the swirl chamber geometry, i.e. L/d ratio) in which the experiments were conducted were L/d=0, 8 and 16. Axial velocity increased rapidly at r/R=0.35 in the abrupt concentric expansion turbulent flow through the test tube in unswirled flow. It showed that with increasing axial distance the highest axial velocities move toward the tube wall in the case of the swirling flow abrupt expansion. A uniform wall heat flux boundary condition was employed, which resulted in wall-to-bulk temperatures ranging from 24.deg. C to 71.deg. C. In swirling flow, the wall temperature showed a greater increase at L/d=16 than any other L/d. The bulk temperature showed a minimum value at the pipe inlet, it also exhibited a linear increase with axial distance along the pipe. As swirl intensity increased, the location of peak Nu numbers was observed to shift from 4 to 1 step heights downstream of the expansion. This upstream movement of the maximum Nusselt number was accompanied by an increase in its magnitude from 2.2 to 8.8 times larger than fully developed tube flow values.

• Korean Chemical Engineering Research
• /
• 제49권2호
• /
• pp.230-237
• /
• 2011

본 연구에서는 혈관 내 인공 폐(intravenous lung assist device)를 개발하기 위하여 CFD를 사용하여 새로운 형태의 인공 폐 모형에 대한 유체의 흐름 특성을 모델링하였다. 모델링을 위하여 중공사(hollow fiber)는 무시하였으며 vertical type과 tangential type이 모델로 사용되었다. 유체의 흐름 특성을 예측하기 유체의 입출구로 1개로 하였을 때와 2개로 하였을 때 그리고 입출구를 관의 중심부(vertical)와 관 벽의 접선방향(tangential)에 위치하였을 때의 흐름 특성을 파악 하였다. 실험 결과, tangential type과 같이 원통의 접선 방향으로 유체의 입구와 출구를 설정할 경우 vertical type에서 나타나는 흐름이 없는 영역(정체층)을 제거할 수 있었다. 또한 tangential type은 와류형태의 흐름이 지배적이며 한쪽으로 편중된 흐름이 아닌 복잡한 형태의 흐름이 발생하는 것으로 나타났다. 또한 유체의 입출구가 2개일 때 유체가 편중된 흐름이 발생하지 않고 관 전체에 복잡한 형태로 흐름이 발생하는 것으로 나타났다. 실험 결과를 통하여 우리는 유체가 유입되는 입구와 출구가 tangential type이며 각각 2개일 때 유체의 흐름이 복잡하며 정체층이 발생하지 않는 흐름이 발생한다는 것을 확인할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제45권3호
• /
• pp.217-225
• /
• 2017

본 연구는 국내 외 풍동기관들의 정적 공력측정 결과의 상호 비교검증 및 EFD-CFD 검증을 위해 수행되었다. 공군사관학교에서는 NRC 모델 기반 표준 동안정 모델을 제작하여 정적 특성을 측정하고, 풍동시험의 정확성 검증을 위하여 한국항공우주연구원 및 NRC에서 측정된 정적 공력측정 데이터를 상호 비교하였다. 또한 풍동시험 결과를 전산해석 결과와 비교하였으며 전산해석 유동장에서 분석된 오차원인을 확인하기 위하여 스트레이크 영향성을 검토하였다. 그 결과, EFD-CFD 간 피칭모멘트의 경향성이 상이하였으며, 스트레이크 효과는 크게 나타나지 않았다. 따라서 후방 지지대, 표준 동안정 모델의 흡입구에서 발생하는 와류에 의한 오차 분석과 전산해석의 격자해상도 재구성 등의 추가연구 진행이 필요한 것으로 판단된다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제43권9호
• /
• pp.765-772
• /
• 2015

칼새 비행의 생체모방 초소형 비행체 적용 가능성을 확인하기 위한 공력측정과 위상동기 PIV 연구가 수행되었다. 2축 회전자유도의 로봇 날개 모델과 불어내기식 풍동을 사용하였다. 비틀림 각은 ${\pm}0$, ${\pm}5$, ${\pm}10$, ${\pm}20$도의 진폭을 갖고, 스트로크각은 90도의 위상차를 갖는 단순조화함수로 변화시켰다. 비틀림 각에 따른 시간에 대한 양력계수 변화는 작은 공력감소와 지연만을 나타내며 주목할 만한 차이를 보이지 않았다. 그러나 항력은 작은 비틀림 각 변화가 큰추력을 생성할 수 있음을 보여주었다. 이러한 것들은 칼새가 비행 중에 작은 비틀림 각을 사용하는 이유를 간접적으로 설명해 준다. PIV연구 결과는 공력지연이 날개주위의 와류구조와 밀접한 관계있다는 것을 보여준다. 이러한 결과는 칼새 모방형 초소형비행체 설계에 있어 비틀림 각은 필수적인 파라미터로서 반드시 고려되어야 함을 의미한다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제50권1호
• /
• pp.1-12
• /
• 2022

소형무인기의 틸팅방식 추진장치로 소형덕티드팬을 적용하였을 때 나타나는 공력특성을 분석하기 위해 직경 104mm 전기추진 덕티드팬의 공력특성을 풍동시험을 통해 살펴보았다. 소형무인기 운영조건에서 나타나는 현상을 살펴보기 위해 OPPAV 축소시제기의 제자리비행, 전진비행 및 천이비행 조건을 시험조건으로 채택하였으며, 6분력 발란스를 사용하여 덕티드팬의 추력 및 측력, 토크를 측정하였다. 비행체 주날개 및 꼬리날개에 영향을 미칠 수 있는 팬 후류를 파악하기 위해 5공 프로브를 사용하여 덕트 후방 250mm 단면의 3차원 속도벡터를 측정하였다. 제자리비행 및 전진비행 조건에서 덕티드팬의 추력 및 토크 특성을 파악하였으며, OPPAV 축소시제기에 적용하기 위한 조건을 도출하였다. 천이비행 조건에서 틸트각 40° 이하에서는 각도가 변하여도 추력이 유지되는 특성을 보이고 있으며 그 이후 각에서는 점차 증가하는 경향이 나타났다. 측력은 틸트각 75°까지 지속적으로 증가하는 경향이 나타났다. 제자리비행 및 전진비행 조건에서 60m/s 수준의 축방향 속도성분과 12m/s 수준의 원주방향 속도성분이 측정되었다. 틸트각이 증가함에 따라 축방향 속도 최대값 위치가 회전중심선을 벗어나는 경향이 나타나고 있으며, 단면 와류 중심도 유사한 위치로 이동하는 경향이 나타나고 있다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제50권9호
• /
• pp.599-608
• /
• 2022

로터 시스템을 사용하는 도심 항공 모빌리티(Urban Air Mobility, UAM)는 이착륙 시 버티포트(Vertiport)에서 지면 효과를 경험하게 된다. UAM의 안전한 운용을 위해서는 지면 효과가 비행체의 공력성능에 미치는 영향성이 선행적으로 분석되어야 한다. 본 연구에서는 Lattice Boltzmann Method (LBM)를 적용하여지면 효과가 동축 반전 프로펠러를 장착한 쿼드콥터 형상 전기동력 수직이착륙기 전기체의 공력성능 및 후류 구조에 미치는 영향을 분석하였다. 동축 반전 프로펠러 시스템의 상하부 프로펠러에서 지면 효과 영향성은 상이하게 관찰되었다. 지면과의 이격 거리가 변화하더라도 상부 프로펠러의 성능에는 큰 변화가 없었지만, 지면과 가까워질수록 하부 프로펠러에서는 평균 추력과 토크 값이 크게 증가하였다. 또한 이격 거리가 감소함에 따라 추력 변동의 진폭이 증가하는 경향성이 나타났다. 지면 효과에 의해 프로펠러 후류는 하류 방향으로 충분히 전파되지 못하고 지면을 따라 발달한 Outwash 흐름에 의해 확산되었다. 프로펠러 시스템 사이에서 지면 확산 유동이 충돌하는 분수 와류(Fountain Vortex)의 형성을 확인하였다.

• 한국소음진동공학회논문집
• /
• 제14권7호
• /
• pp.586-603
• /
• 2004

“소리의 비 가시성(非 可視性)”은 소음을 제어하고자 하는 공학자에게 주어진 근원적인 어려움 중의 하나이다. 따라서 이러한 비 가시성을 완화할 수 있는. 다시 말하면 소음을 볼 수 있는 방법에 대한 탐구는 많은 관심과 시도가 있어왔다. 이들 방법 중 대표적인 것으로 이론적 또는 수치적인 방법을 이용하여 소음을 가시화 하려는 많은 시도를 들 수 있다. 수치적인 방법의 경우에는 난류 유동의 가시화 분야에서 괄목할 만한 성과를 이루어왔으나 난류 소음의 가시화에는 부족한 상태이다 실험적인 방법의 경우는 마이크로폰 제작 기술의 발달로 인한 가격 인하로 많은 수의 마이크로본을 손쉽게 확보할 수 있게 되었고 매우 빠른 신호처리 기술의 발달이 확보됨으로써 많은 진전이 이루어졌으나, 가시화된 음장 정보의 정확한 해석 등이 여전히 어려운 분야로 남아있다. 또한 음장 가시화 결과에는 항상 유한한 측정 자료로 인한 오차가 포함되어 있으며, 이로 인하여 논문의 제목에서 강조한 바와 같이 소음인의 탐지 및 소음원의 공간적인 분포를 결정하는 데 어려움이 있다. 이 논문은 음장 가시화와 관련된 간략한 역사를 레오나르도 다빈치의 유명한 와류 유동 그림에서 출발하여 현대적 개념의 선형 혹은 평면형 마이크로폰 배열에 의해 수행되는 음향 홀로그래피 분야를 전반부에 설명하고, 음향 홀로그래피 구현에 있어서 발생하는 어려운 문제와 최근의 연구 동향을 후반부에 소개하는 방식으로 구성되어 있다. 최근의 문제 중에서는 자동차나 기차와 같이 이동하는 소음원을 가시화하기 위한 이동 후레임(moving frame)을 이용한 홀로그램 구성 방법과 닫힌 공간에서의 소음원 탐지를 위해 필요한 소리의 반사 효과 제거에 대하여도 기술하고 있다. 또한, 최근에 연구되는 또 다른 중요한 분야로서 “우리는 두 마리의 새가 지저귀는 것인지 아니면 한 마리의 새가 두 개의 목소리를 가지고 지저귀는 것인지 알 수 있을까?" 라는 질문으로 표현할 수 있는 공간상에 분포하는 소음원의 상호 의존관계를 구분하는 분야에 대한 문제 제기와 현실적인 접근 방법을 논하고 있다.