• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 2005.10a
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• pp.261-267
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• 2005

The unsteady flow analysis of staging system is conducted. This study focuses on comparing the results of two different governing equations between Euler equations and Navier-Stokes equations. The Chimera grid scheme is applied to moving simulations for unsteady flow analysis with dynamic simulation. As a result, it is certified that inviscid simulation have capabilities enough to analyze the present staging problem.

• Proceedings of the Korean Society Of Semiconductor Equipment Technology
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• 2004.05a
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• pp.253-258
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• 2004

21C 정보화시대를 맞이하여 반도체 산업이 급속하게 발전함에 따라 컴퓨터를 활용한 효율성이 높은 유틸리티 관리 시스템(New Utility Management System) 기술이 중요시되는 추세이다. 본 연구에서는 유틸리티 관리시스템의 한 부분인 냉수 시스템에 대해 정상상태 유동해석을 통하여 각 구성 요소에서의 유량 및 압력, 온도를 제공할 수 있는 컴퓨터해석시스템을 구현하였다. 효율성 증대를 위해 펌프 위치에 따른 시스템 변화를 파악하여 시스템에 영향을 크게 미칠 수 있는 펌프 즉, 가동하면 효율적인 펌프를 결정하였으며 최적의 리턴라인(Return Line) 위치를 설계하였다. 이 결과는 운전 및 관리의 효율성 증대와 에너지 절감을 위하여 매우 유익한 활용이 가능하다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.13 no.1
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• pp.27-33
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• 2009

Shock tube flow measurement has been often hampered a finite opening time of diaphragm, but there is no systematic work to investigate its effect on the shock tube flow. In the present study, both the experimental and computational works have been performed on the shock tube flows at low pressure ratios. The computational analysis has been performed using the two-dimensional, unsteady, compressible Navier-Stokes equations, based upon a TVD MUSCL finite difference scheme. It is known that the present computational results reproduce the experimental data with good accuracy and simulate successfully the process of diaphragm opening as a function of time. The concept of an imaginary center is introduced to quantify the non-centered expansion wave due to a finite opening time of diaphragm. The results obtained show that the diaphragm opening time is reduced as the initial pressure ratio of shock tube increases, leading to the effect of a finite opening time of diaphragm to be more remarkable at low pressure ratios.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.04a
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• pp.17-17
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• 2000

이젝터-디퓨저 시스템은 고압의 기체를 노즐로 팽창시켜서 얻은 대량의 운동에너지를 이용하여 낮은 에너지를 가지는 주변의 기체를 외부로 배출시키는데 이용되는 유체 역학적 펌프이다. 이젝터-디퓨저 시스템은 작동부가 없고 구조가 단순하여 설치/보수 및 시스템 전체의 경량화에 많은 이점이 있으므로 그 활용도가 증대하고 있는 추세이다. 그러나 이젝터-디퓨저를 지나는 초음속 유동은 복잡한 충격파 및 난류현상들로 인하여 그 물리적 특성들이 명확히 알려지지 않았다. 특히 이러한 제현상들의 간섭과 전단층의 불안정성 때문에 발생하는 비정상성은 1차 유동과 2차 유동의 혼합작용에 영향을 미쳐, 결국 시스템 전체의 배기성능을 저하시킬 뿐만 아니라, 소음과 진동을 발생시켜 시스템의 안정적인 운전을 방해한다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 2008.03b
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• pp.614-617
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• 2008

An unstructured hybrid mesh flow solver has been developed for the simulations of three dimensional steady and unsteady incompressible flow fields. The incompressible Navier-Stokes equations with an artificial compressibility method were discretized by using a node-based finite-volume method. For the unsteady time-accurate computation, a dual-time stepping method was adopted to satisfy a divergence free flow field at each physical time step. The one equation Spalart-Allmaras turbulence model has been adopted to solve the high-Reynolds number flow fields. This method has been applied to calculate the steady flow fields around submarine configurations and unsteady flow fields around a 3-D infinite cylinder.

• The Korean Journal of Rheology
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• v.7 no.2
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• pp.150-157
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• 1995

본 논문의 목적은 협착이 발생괸 원관과 분기관내 혈액과 혈액대용유체의 유동문제 에 수치해석방법을 적용하여 유동특성을 파악하는데 있다. 혈액대용유체로서는 Separan AP-273 500wppm 수용액과 Carpobol 934 1.0w% 수용액을 사용하였다. Carbopol 수용액의 유변학적 성질은 수정멱법칙모델, 그리고 혈액과 Separan 수용액의 유변학적 성질은 Carreau 모델로 나타내었다. 협착관유동에서 Carbopol 수용액의 재부착거리는 혈액이나 Separan 수용액의 경우보다 길고 협착으로 인한 압력강하는 Carbopol 수용액, 혈액, Separan 수용액의 순으로 작게 나타난다. 분기관유동에서 Separan 수용액의 압력손실은 혈 액과 Carbopol 수용액보다 작게 나탄나고 협착이 발생괸 부기관내에서 혈액과 Separan 수 용액의 압력손실은 협착이 없는 분기관의 압력손실보다 크게 증가한다.

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers
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• v.8 no.5
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• pp.505-515
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• 1984

동일한 물리적인 인자와 경계조건하에서, 서로 다른 두 개 이상의 유동이나 열전달이 발생되는 다중정상상태에 대한 현상은 최근 자연과학이나 공업분야에서 매우 중요시 되어지고 있다. 그 한 예로서 -0.1988<.betha.<0 영역에서 쐐기면에 따른 유동현상이 다중정상상태가 됨을 Stewrtson에 의해 밝혀진 바 있다. 이 영역에서 주위유체가 공기(Pr=0.72)이고, 쐐기 면이 여러 가지 열유속을 가지는 경우에 대해서 강제대유열전달을 multiple shooting방법으로 현론해석하 였다. 그 결과, 상이한 두 개의 열전달매개변수 즉 다중해가 얻어져서 다중정상상태의 강제대류 열전달이 일어남을 알았다.

• Journal of the Society of Naval Architects of Korea
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• v.37 no.2
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• pp.38-45
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• 2000

A breaking-wave caused by a cylinder moving under the free-surface is studied, which is designed to unveil the interaction between breaker and cylinder using PIV at CWC. The detailed structures of the vortical flow is obtained from the velocity field measured by PIV technique. The vorticity distribution behind the breaker and originated from the breaker. It has been obvious that the vortices from breaker greatly affect the whole wake field at S/D=1. Certainly PIV was confirmed to be a very versatile means to investigate the complex flow fields such as breaking wave.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.36 no.10
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• pp.939-946
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• 2008

Euler codes or Navier-Stokes codes for compressible flows suffer severe degradation in convergence as Mach number approaches zero. The convergence problem arose from the wide disparity in characteristic speeds can be solved using preconditioning methods without large modifications. In this paper, a preconditioned RANS(Reynolds Averaged Navier-Stokes) solver is developed for analysis of low Mach number flows. In order to validate the method, computational examples are chosen and the results are compared with the experimental data and the existing computed results showing a good accuracy and convergence characteristics for steady inviscid, laminar and turbulent flows at low Mach number.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.38 no.7
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• pp.629-636
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• 2010

This study is to investigate the aerodynamic effects of the Rotor-Fuselage Interactions in forward flight, and is conducted by using an improved time-marching free-wake panel method. To resolve the instability caused by the close proximity of the wake to the blade surface, the field velocity approach is added to the prior unsteady panel code. This modified method is applied to the ROBIN(ROtor Body Interaction) problem, which had been conducted experimentally in NASA. The calculated results, pressure distribution on fuselage surface and induced inflow ratio without and with the rotor, are compared with the experimental results. The developed code shows not only very accurate prediction of the aerodynamic characteristics for the rotor-fuselage interaction problem but also the rotor wake development.