• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 2004년도 유체기계 연구개발 발표회 논문집
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• pp.445-451
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• 2004

Four design candidates for a 1.4MW class partial admission turbine have been chosen from a Preliminary design process. Their performance were estimated through the 3-D numerical analyses using a frozen rotor method. In order to select the optimum design, each flow analysis result was compared with others. Flow characteristics in the passages and some types of losses induced by shocks and wakes were found from calculation results. Based on these calculations, a new rotor blade was redesigned and compared with previous one through flow analysis.

• 한국전산구조공학회논문집
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• 제19권3호
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• pp.247-258
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• 2006

물에 잠긴 다공 원통형 쉘의 경우 물에 잠긴 상태로 유한요소해석을 하기에는 거의 불가능하므로 등가물성치를 사용하여야 한다. 다공 평판의 경우 이에 대한 등가물성치를 ASME 코드에서 제시하고 있지만, 다공 원통형 쉘의 등가물성치에 대한 연구는 아직까지 수행된 적이 없다. 따라서 본 연구에서는 유한요소해석을 이용하여 다공 원통형 쉘의 동적 해석에 이용할 수 있는 등가물성치를 제안하였고 그 타당성을 검증하였다.

• 전산구조공학
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• 제3권3호
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• pp.141-146
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• 1990

본 연구에서는 다목적연구로 반응도제어장치의 제어봉에 대한 내진해석을 수행하였다. 해석모델은 물속에 잠겨있는 두개의 관(중성자흡수봉 및 유동관)이 동심축상에 있으며 부분적으로 중첩된 두 관끝단의 유체틈에 의해 서로 동적으로 연결되어 있다. 유체에 의한 동적질량을 고려한 고유진동수를 구하고 안전정지지진에 의해 발생하는 최대응력과 최대변위를 동위상 및 역위상 거동별로 각각 구하였다. 해석결과 최대응력은 허용치보다 작게 나타나 구조적인 건전성은 입증되었으나, 최대변위는 두 개의 관이 서로 부딪히고 중성자흡수봉은 주위의 다른 벽에도 부딪히는 현상을 수발함을 알 수 있었다.

• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
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• 제40권4호
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• pp.295-300
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• 2016

P사의 실린더 당 210 kW 급 중속디젤엔진의 연료분사펌프를 대상으로 연료 송출 압력파에 대해서 Ansys Fluent R15.0을 사용하여 수치 해석하였다. 연료 송출 압력파의 실험 결과와 수치 해석 결과가 유사하게 나타났으며, 전산유체역학을 이용한 연료분사펌프의 연료 송출 압력파에 대한 수치 해석의 신뢰성을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권3호
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• pp.233-240
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• 2017

본 연구에서는 전산유체역학의 특징에 대한 이해를 위해 천음속 날개-동체 주위의 유동장을 In-house 전산유체 코드로 해석하여 시험 결과와 비교하였다. 날개는 RAE 101 익형 단면을 가진 RAE Wing 'A'이며 동체는 축대칭 형상이다. In-house 코드는 비정렬 격자 기반의 압축성 Euler/Navier-Stokes 해석 코드이다. 격자에 대한 의존도, 난류 모형, 공간차분 기법, 점성/비점성의 영향을 시험 결과와 비교하여 살펴보았다. 난류 모형은 $k-{\omega}$ 모형, Spalart-Allmaras 모형, $k-{\omega}$ SST을 적용하였고, 공간차분 기법은 Jameson의 인공 점성를 도입한 중앙 차분 기법과 Roe의 풍상 차분 기법을 적용하였다. 대체적으로 시험 결과를 잘 예측하였으나, 압력분포 및 충격파의 위치가 난류 모형 및 공간 차분 기법에 따라 조금씩 다르게 예측되었으며, 정확한 충격파 위치를 예측하기 위해서는 난류 점성 효과가 고려되어야 함을 알 수 있다.

• 한국음향학회지
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• 제37권4호
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• pp.163-173
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• 2018

본 논문에서는 비행 중 비행체 표면에 작용하는 음향하중 예측을 수행하였다. 비행 중 음향하중은 비행체 표면의 압력 변동에 의해 발생한다. 기존의 비행 중 음향하중 예측방법은 반경험적 방법으로 이론과 실험 결과를 기반으로 도출한 경험식을 활용한다. 하지만 경험식의 입력 값으로 사용되는 비행체 주변 유동특성 및 경계층 파라미터를 매번 실험을 통해 얻는 것에는 한계가 있다. 따라서 본 논문에서는 전산유체해석(Computational Fluid Dynamics, CFD) 결과를 반경험적 방법과 혼합하는 하이브리드 방법을 이용하여 비행 중 비행체에 작용하는 음향하중을 예측하였다. Cone-cylinder-flare 형상 비행체에 대해 아음속, 천음속, 초음속, 최대동압도달(Maximum dynamic pressure, Max-q) 시점의 비행 환경에 대한 음향하중 예측을 수행하였다. 하이브리드 방법 적용 시 전산유체해석결과를 기반으로 한 경계층 끝단 영역 판단 방법에 대해 비교하였고 여러 연구자에 의해 제시된 경험식에 따른 음향하중 예측결과를 비교하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권5호
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• pp.395-404
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• 2012

본 논문에서는 전산유체역학을 이용하여 3차원 비행체 형상에 대한 동안정 미계수를 예측하였다. 피치에 대한 미계수는 피치방향의 조화진동운동을 통하여 계산하였고 롤 감쇠계수는 비관성 좌표계에 대한 정상해석을 통하여 계산하였다. 계산은 Basic Finner와 SDM 형상에 대해 수행했으며 다른 연구자의 실험적/수치적 결과와 비교하였다. 유동 계산을 위해 비관성 좌표계와 관성 좌표계에서 모두 사용할 수 있는 3차원 Euler 해석자를 개발하였다. 시간 정확성을 유지한 비정상 해석을 위해 이중시간적분법을 적용하였다. 동안정 미계수계산 결과는 다른 수치 및 실험적 연구 결과들과 잘 일치하는 것을 알 수 있었다.

• 대한토목학회논문집
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• 제38권5호
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• pp.627-634
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• 2018

본 연구에서는 바람의 영향을 받는 박스형 콘크리트 거더교에 대한 풍력계수를 산정하기 위하여 전산유체해석(CFD)를 수행하였다. 방음벽이 없는 교량 단면에 대한 항력계수, 양력계수 및 비틀림모멘트계수를 산정하였고, 이 풍력계수 값들을 다양한 높이의 방음벽을 갖는 교량 단면에 대한 풍력계수 값들과 비교하였다. 전산유체해석에서 풍력계수들을 산정할 때 전단응력수송(SST) $k-{\omega}$ 난류 모델을 적용하였고, 마찰 항력계수가 전체 항력계수에 미치는 기여도를 조사하였다. 연구 결과, 바람이 수평으로 불 때 항력계수는 방음벽의 높이가 커질수록 증가하였고, 마찰 항력의 기여도는 교량 단면에 방음벽이 없을 때 가장 높았다. 따라서 교량설계에서 풍력을 산정할 때 방음벽의 높이의 영향을 고려할 필요가 있으며, 벽면 마찰력은 교량에 작용하는 풍력을 산정할 때 중요한 역할을 하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권5호
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• pp.399-405
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• 2021

본 연구에서는 본 연구진에서 설계한 덕티드 팬의 제자리 비행 성능을 확인하기 위해 40% 축소모델을 이용하여 지상 회전 시험 및 전산 유체 해석을 수행하였다. 본 축소 시험 모델의 블레이드 개수는 6개이며, 팬의 회전속도는 4,000RPM이다. 팬 블레이드의 콜렉티브 피치 각도는 20도에서 36도까지에서 시험을 진행하였다. 지상 시험은 정지 상태에서 1,000RPM씩 증가시키며 4,000RPM까지 성능 데이터를 계측하였다. 전산 유체 해석은 지상 시험과 동일한 조건에서 4,000RPM 시험 조건에 대해 수행하였다. 제자리 비행 성능은 추력, 파워, 덕트 추력 비, FM(Figure of Merit)으로 확인하였다. 시험과 해석 결과 간 비교를 통해 성능 결과의 신뢰성을 확보하였으며, 목표 성능은 콜렉티브 피치각 31도 이상의 조건에서 달성됨을 확인하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2009년 추계학술대회논문집
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• pp.151-158
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• 2009

To implement the insects' flapping flight for developing flapping MAVs(micro air vehicles), the unsteady flow characteristics of the insects' forward flight is investigated. In this paper, two-dimensional FSI(Fluid-Structure Interaction) simulations are conducted to examine realistic flow features of insects' flapping flight and to examine the flexibility effects of the insect's wing. The unsteady incompressible Navier-Stokes equations with an artificial compressibility method are implemented as the fluid module while the dynamic finite element equations using a direct integration method are employed as the solid module. In order to exchange physical information to each module, the common refinement method is employed as the data transfer method. Also, a simple and efficient dynamic grid deformation technique based on Delaunay graph mapping is used to deform computational grids. Compared to the earlier researches of two-dimensional rigid wing simulations, key physical phenomena and flow patterns such as vortex pairing and vortex staying can still be observed. For example, lift is mainly generated during downstroke motion by high effective angle of attack caused by translation and lagging motion. A large amount of thrust is generated abruptly at the end of upstroke motion. However, the quantitative aspect of flow field is somewhat different. A flexible wing generates more thrust but less lift than a rigid wing. This is because the net force acting on wing surface is split into two directions due to structural flexibility. As a consequence, thrust and propulsive efficiency was enhanced considerably compared to a rigid wing. From these numerical simulations, it is seen that the wing flexibility yields a significant impact on aerodynamic characteristics.