• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2005년도 창립60주년 기념 추계 학술대회
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• pp.71.1-71.1
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• 2005

• 대한기계학회논문집
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• 제18권7호
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• pp.1840-1850
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• 1994

Enhancement of numerical algorithms for low speed compressible flow will be considered. Contemporary time-marching algorithm has been widely accepted and applied as the method of choice for transonic, supersonic and hypersonic flows. In the low Mach number regime, time-marching algorithms do not fare as well. When the velocity is small, eigenvalues of the system of compressible equations differ widely so that the system becomes very stiff and the convergence becomes very slow. This characteristic can lead to difficulties in computations of many practical engineering problems. In the present approach, the time-derivative preconditioning method will be used to control the eigenvalue stiffness and to extend computational capabilities over a wide range of flow conditions (from very low Mach number to supersonic flow). Computational capabilities of the above algorithm will be demonstrated through computation of a variety of practical engineering problems.

• 한국추진공학회지
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• 제2권3호
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• pp.10-19
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• 1998

초음속 부족팽창제트가 충돌할 때 유동장은 매우 복잡한 유동구조를 나타낸다. 본 연구에서는 음속노즐 출구 직경의 1.5배 거리에 경사각 $60^{\cire}$~$90^{\cire}$로 설치된 평판에 미치는 초음속 제트에 대해 쉴릴렌 장치를 이용하여 유동구조를 가시화 하였으며, 평판 위에 작용하는 압력분포를 측정하였고 감열지를 이용하여 평판 표면 유동을 가시화하여 기존의 연구결과와 비교하였다. 연구결과 간단한 방법으로 저마하수에서의 평판 유동을 가시화 할 수 있는 방법을 제시하고 충돌제트의 유동구조를 규명하였다.

• 항공우주기술
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• 제7권1호
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• pp.40-48
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• 2008

공기 혼합시스템은 초음속 지상추진시험설비의 축열식 가열기로부터 공급되는 $1000^{\circ}C$, 3.5MPa의 공기와 고압공기 공급원으로부터 공급되는 상온, 동일 압력의 공기를 혼합시켜서 시험부로 공급하기 위한 설비로 32MPa로 압축되어 있는 고압공기 공급원을 3.5MPa로 감압하는 고압/저온 유동제어부, 축열식 가열기의 고온밸브에서부터 공기 혼합기로 고온의 공기를 공급하기 위한 고온 배관, 축열식 가열기로부터 공급되는 고온 유동과 고압공기 공급원으로부터 공급되는 상온 유동을 혼합하기 위한 공기 혼합기로 구성된다. 공기 혼합 시스템을 통하여 완전히 혼합된 공기의 유량은 25kg/s, 온도는 약 $400^{\circ}C$로 이를 통하여 초음속 지상추진시험설비의 구동 영역을 저 마하수, 저 고도 영역까지 확장할 수 있다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2005년도 추계 학술대회논문집
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• pp.249-253
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• 2005

The turbulence noise generated from blunt trailing-edge is numerically predicted by using the hydrodynamic/acoustic splitting method at the Reynolds number based on thickness of flat plate, $Re_h=1000$, and the freestream Mach number $M_o=0.2$. The turbulent flow field is simulated by incompressible large-eddy simulation and the acoustic field is predicted efficiently with the linearized perturbed compressible equations (LPCE) recently proposed by the authors. The turbulent flow characteristics are validated with the results of the previous experimental study and direct numerical simulation. The acoustic properties predicted from LPCE are compared with the solutions of analytical formulations.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2003년도 추계학술대회
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• pp.804-809
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• 2003

In this study, 2D computations of the Aeolian tones for some obstacles (circular cylinder, square cylinder and NACA0012 airfoil) are simulated. First of all, we calculate the flow noise generated by a uniform flow around a two-dimensional circular cylinder at Re=150 are simulated by applying the finite difference lattice Boltzmann method (FDLBM). The third-order-accurate up-wind scheme (UTOPIA) is used for the spatial derivatives, and the second-order-accurate Runge-Kutta scheme is applied for the time marching. The results show that we successively capture very small acoustic pressure fluctuation with the same frequency of the Karman vortex street compared with the pressure fluctuation around a circular cylinder. The propagation velocity of the acoustic waves shows that the points of peak pressure are biased upstream due to the Doppler effect in the uniform flow. For the downstream, on the other hand, it is faster. To investigate the effect of the lattice dependence, furthermore, simulations of the Aeolian tones at the low Reynolds number radiated by a square cylinder and a NACA0012 airfoil with a blunt trailing edge at high incidence are also investigated.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1026-1030
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• 2017

본 연구에서는 극초음속 추진기관을 위한 시험설비의 장치인 초음속 디퓨저 설계하였고, 두 가지 수축비를 변수로 선정하여 각각의 디퓨저를 수치해석 및 상온 시험을 진행하였다. 수치해석을 통하여 각각의 마하수와 압력에 대한 내부 유동을 확인하였다. 상온 시험을 통하여 진공챔버에 형성되는 압력과 벽면 압력을 통하여 내부에 형성되는 압력을 확인할 수 있었다. 상온 시험과 수치해석의 차이점을 분석하고, 향후 극초음속 추진기관을 위한 시험설비를 구축할 기초자료를 확보하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권2호
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• pp.11-21
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• 2005

3차원 비정렬 격자를 이용한 로터-동체 공력 상호작용에 대한 수치적 해석을 수행하였다. 로터와 동체간의 상대적인 운동을 모사하기 위하여 해석 유동장을 회전하는 부분과 정지된 부분으로 나누어 계산하였다. 블레이드 끝단에서 생성되는 끝단 와류를 포착하기 위하여 준 비정상 적응 격자 기법을 도입하였다. 또한 낮은 속도로 전진 비행하는 헬리콥터 해석을 위해서 저 마하수 예조건화 기법을 적용하였다. 로터-동체 공력 간섭현상에 대한 검증을 위해 Georgia Tech 형상과 NASA에서 실험한 ROBIN 형상에 대한 실험 결과와 비교하여 본 연구 해석 기법이 타당함을 보였다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권3호
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• pp.62-69
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• 2014

초음속 항공기의 추진기관으로 이용되는 후기연소기 장착 터보팬 엔진의 축소-확대 노즐에 대한 예비 연구를 수행하였다. 이를 위하여 지상정지 표준 대기에서 29,000 lbf 급의 추력을 발생시키는 저 바이패스비를 가진 후기 연소기 장착 터보팬 엔진에 대한 사이클 모델을 설정하였다. 설정된 모델 엔진을 이용하여 Gasturb 12 소프트웨어로 설계점에 대한 성능해석을 수행하여 터빈 후방에서의 일차원 유동특성을 얻을 수 있었다. 항공기 이륙시의 최대추력 조건으로부터 바이패스 덕트와 코어엔진에서 흐르는 가스유동으로부터 엔진의 크기 및 형상에 대한 기본제원을 도출하였다. 탈 설계점 성능해석은 최대 비행 마하수 2.0, 최고 비행고도 15,000 m로 운용되는 항공기의 다양한 운용조건에 대하여 수행하였다.