• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.299-302
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• 2007

The aerodynamics of a projectile overtaking a moving shock wave is analyzed using a chimera scheme. The flow field characteristics for various shock wave Mach number and projectile masse are investigated. the unsteady forces acting on the projectile for both supersonic and impossible overtaking conditions are computed in order to analyze the aerodynamic characteristics of the projectile. It is seen that the projectile Mach number significantly affects the flow fields for both supersonic and impossible overtaking. Unsteady drag is influenced by the overtaking conditions. The unsteady drag coefficient is the highest for the impossible overtaking condition.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2001년도 추계학술대회논문집B
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• pp.640-645
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• 2001

The present study is to investigate the characteristics of the impulse waves discharged from the exit of the convergent and divergent pipes. An experiment is carried out using a shock tube with an open end and is compared to the computation of the axisymmetric, compressible, unsteady Euler equations, which are solved by the second-order total variation diminishing(TVD) scheme. For the computational work, some initial compression waves are assumed inside the pipe so that those are identical to the experimental ones of the shock tube. The results show that the peak pressures of the impulse waves discharged from the exit of convergent and divergent pipes decrease with an increase in the wavelength of the initial compression wave. All of the impulse waves have a strong directivity toward the pipe axis, regardless of the exit type of the pipe employed. The impulse waves discharged from the divergent pipe are stronger than those from the straight pipe, while the impulse waves of the convergent pipe are weaker than those from the straight pipe. It is believed that the convergent pipe can playa role of a passive control to reduce the peak pressure of the impulse wave. The present computations represent the experimented impulse waves with a good accuracy.

• 소음진동
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• 제9권1호
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• pp.113-120
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• 1999

A perforated tube nozzle as an exhaust noise suppressor of a high-speed civil transport(HSCT) is proposed. The experimental results for the near and far field sound. the visualization of jet structures and the static pressure distributions in the jet passing through a perforated tube are presented and discussed in comparison with those for a simple tube. It is shown that the perforated tube has an excellent performance to greatly reduce the shock-associated noise and that also the turbulent mixing noise is reduced in the range of a limited jet pressure ratio. This considerable noise reduction is due to the pressure relief caused by the through-flow through the perforated holes. Such a pressure relief results in the transformation of normal shock waves into weak Mach waves of X -type and increases the thrust force of the perforated tube nozzle.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권7호
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• pp.539-549
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• 2017

본 논문에서는 마하 3의 초음속 유동 환경에서의 슈라우드 분리 특성 연구를 위한 시험을 수행하였다. 시험은 분리 구조물의 시험이 가능한 수직 자유 젯 풍동에서 이루어졌다. 분리시험용 슈라우드는 시험 목적과 시험 환경에 맞게 소형화한 축소형 모델을 사용하였으며 외부 유동의 하중을 고려해 잠금/전개장치를 설계하였다. 고속카메라를 활용해 슈라우드가 전개되는 동안 슈라우드에서 생성되는 충격파 변화 양상과 슈라우드 전개/분리 거동을 기록하였다. 또 첨두부 동체 표면에는 압력센서를 적용해 슈라우드가 전개되는 동안 첨두부 표면에 작용하는 비정상 압력을 계측하였다. 시험자료 분석 결과, 슈라우드 분리기술 연구에 필요한 슈라우드 분리 영상 및 첨두부 비정상 압력 자료를 획득하였다. 아울러 외부 유동의 온도와 방향 조건에 따른 슈라우드 분리 거동과 충격파 변화 양상 그리고 첨두부 표면 압력 변화 특성을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권5호
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• pp.1-9
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• 2013

노즐 목 및 출구 면적이 동시에 조절되는 축소-확대 형상의 가변노즐을 수치해석적으로 연구하였다. 최적 팽창 및 후기 연소기 구동시의 최적 노즐 형상 구현을 위해 가변 노즐이 요구된다. 후기연소기 작동유무와 노즐 플랩 위치에 따른 각 조건에 대한 정상상태 계산 및 이동격자 기법을 적용한 과도해석을 수행하였다. 노즐 가변에 의해 내부 유동장의 변화가 유발되었고, 추력이 주기적으로 변화하였다. 탈설계점에서 과대팽창으로 인해 노즐 출구 끝단에서 유동 박리 현상이 발생하였으며, 과소팽창에 의해 충격파가 발생하였다. 이러한 현상은 가변 노즐의 제어를 통해 해결할 수 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권2호
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• pp.11-16
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• 2006

충격파관을 이용하여 NACA와 이중쐐기 날개 주변의 천음속 유동에 대한 실험적 연구가 수행되었다. 벽면효과와 반사충격파의 영향을 최소화하기 위해 슬랏벽과 챔버를 가지는 실험부가 설계되었으며 이를 통해 충격과관을 비교적 높은 레이놀즈수의 천음속 유동을 발생시키는 간단하고 경제적인 풍동장치로 이용하고자 하였다. 열기류 마하수 0.80~0.84, 레이놀즈수 약 $1.2{\times}10^6$ 받음각 $0^{\circ}$ 와 $2^{\circ}$의 유동 조건에서의 천음속 날개 유동은 섀도우그래프법에 의해 가시화되었다. 날개 주변의 충격파 분포는 기존의 일반 천음속 풍동 실험의 결과와 비교되었다. 실험결과는 본 실험에 사용된 충격파관은 실험 마하수 범위와 날개에 대해 천음속 풍동으로서의 유효한 성능 특성을 나타내었다.

• 기계저널
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• 제29권4호
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• pp.376-384
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• 1989

압축성 유동은 유동의 속도(Mach 수)에 따라, 아음속에서 초음속으로 바뀜에 따라 지배 방정 식의 형태가 바뀜은 물론이고 천음속에서는 아음속과 초음속이 공존하므로 지배방정식 자체도 두 가지 형태가 공존하는 어려움이 앞선다. 또한 압축성 유동장에서는 비압축성 유동장에서는 없는 충격파를 전후하여 유동변수들의 큰 불연속이 존재하게 되고, 이러한 불연속선을 유한한 크기의 계산격차를 사용하여 정확하게 해석한다는 것이 그렇게 쉬운 일이 아니다. 또한 저속의 비압 축성 유동에 비하여 일반적으로 보다 많은 독립변수들을 동시에 다루어야 하므로 대형컴 퓨터 용량과 빠른 계산속도를 요구하게 되며 국내에서는 2∼3년 전까지만 하더라도 실질적인 연구가 매우 어려운 실정이었다. 따라서 본 글에서는 최근 들어 대학실험실에 고성능 퍼스널 컴퓨터의 도입과 더불어 활발하게 진행되고 있는 압축성 유동의 수치해석 연구에 대하여 그 동 안의 국내연구 결과들을 모아 분류, 정리해 보고 앞으로의 연구에 대하여 간단히 언급해 보고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.68-71
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• 2007

A computational study has been performed using a chimera scheme to study the various operating processes inside a ballistic range. The compression flow fields in the pump tube and projectile motion in the launch tube are captured for various piston masses and diaphragm rupture pressures. The effect of a shock tube in between the pump tube and launch tube is analyzed. The results are compared with available experimental data. It is noted that, by adding a shock tube in between the pump tube and launch tube, the peak pressure in the ballistic range can be reduced without appreciable reduction in the velocity of the projectile.

• 한국안전학회지
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• 제32권2호
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• pp.112-116
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• 2017

Present study investigated the influence of time step size, turbulent eddy viscosity, and the number of layer on rapid and unsteady propagation of dam break flow. When the time step size had a value such that it resulted in Cr of 0.89, a significant numerical oscillation was observed in the vicinity of the wave front. Higher turbulent viscosity ensured smooth and mild slope of velocity and water stage compared with the flow behavior by no viscosity. The vertical velocity at the lower layer positioned near the bottom showed lower velocity compared with other layers.

• 화약ㆍ발파
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• 제35권1호
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• pp.1-17
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• 2017

공기를 통해 이동하는 폭발파에 의한 압력 및 압력에 의해 지표 및 지하구조물에 미치는 영향을 이해하는 것은 매우 중요하다. 폭발의 충격이 구조물에 미치는 영향을 컴퓨터 시뮬레이션하기 위해서는 시간과 거리에 따른 압력의 변화를 결정하여야 한다. 기존의 연구를 통해 압력의 변화와 관련되는 인자들을 추정하기 위한 여러 경험식들이 개발되었다. 본 연구에서는 최대압력, 양압지속기간, 임펄스, 최소음압, 음압지속기간, 폭발파 도착시간과 감쇠상수를 예측하는 경험식들을 조사 분석하였으며 가장 널리 사용되고 있는 Kingery 경험식과 다른 경험식에 의한 압력 변화를 비교하였다.