• 한국항공우주학회지
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• 제45권3호
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• pp.226-232
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• 2017

본 연구에서는 RAE "A" 날개-축대칭 동체 형상을 이용하여 유동흐름 방향, Span 방향과 동체 둘레 방향(${\phi}$ 방향)에 따라 격자에 대한 수렴성 및 비행체의 압력 분포 변화를 수치적으로 연구하였다. 아음속 및 천음속 영역 조건에서 $k-{\omega}$ Wilcox-Durbin+ 난류 모델을 사용하여 2차 정확도의 수치적 해를 예측하는 유동해석을 수행하였다. 아음속 유동 조건에서는 해석결과가 실험결과와 매우 잘 일치하였으나, 충격파가 존재하는 천음속 유동에서는 약간의 차이가 발생하였다. Cubic spline을 사용하는 외삽 방법으로 격자 수렴성을 검토하였다. 외삽 방법을 통해 회전 방향의 격자 조밀도가 격자 수렴성에 가장 큰 영향을 미침을 알 수 있었다. 격자 수렴성에 대한 검토 결과를 바탕으로 더 조밀한 격자를 생성하였다. 이를 통해 특히 RAE-A 형상의 축대칭 동체 표면에서 더 정확한 해석 결과를 얻을 수 있음을 보였다.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제1회(2012년)
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• pp.53-56
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• 2012

항공기에 작용하는 공기역학적 힘인 양력과 항력은 항공기 날개 설계에서 성능을 좌우하는 성능지수로 주로 이용된다. 본 연구에서는 NACA0012 airfoil 모델의 공력특성을 EDISON 열유체 시뮬레이션 프로그램(이하 EDISON)을 이용해 분석하고 검증해 보았다. 아음속 유동의 특정 조건에서 받음각과 유동형태에 따른 공력특성 분석을 수행하여 받음각에 따라 변하는 양력계수, 항력계수, 양항비, 실속각과 천음속 유동 조건에 맞추어진 마하수 0.5~1.22 영역에서 변하는 항력계수를 기존 데이터와 비교 검증했다.

• 산업기술연구
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• 제17권
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• pp.183-189
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• 1997

The computation of the flow around a supercritical airfoil with a divergent trailing edge(DTE) modification(DLBA 243) is compared to that of original supercritical airfoil(DLBA 186). For this computation, Reynolds-Averaged Navier-Stokes equations are solved with a linearized block implicit ADI method and a mixing length turbulence model. Results show the effects of the shock and separated flow regions on drag reduction due to DTE modification. Results also show that DTE modification accelerates the boundary layer flow near the trailing edges which has an effect similar to a chordwise extension that increases circulation and is consistent with the calculated increase in the recirculation region in the wake. Airfoil with DTE modification achieves the same lift coefficient at a lower incidence and thus at a lower drag coefficient, so that lift-to-drag ratio is increased in transonic cruise conditions compared to the original airfoil. The reduction in drag due to DTE modification is associated with weakening of shock strength and delay of shock which is greater than the increase in base drag.

• 한국전산유체공학회지
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• 제3권1호
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• pp.46-53
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• 1998

An inverse method for the subsonic and transonic airfoil design was developed using the Euler equations. Two testcases were performed. One was a verification of the method using the supercritical airfoil of the Korean mid-sized (100 passengers class) transport aircraft. The other was the design of an airfoil showing a good cruising performance (L/D ratio) in the high subsonic flow regime. These testcases demonstrated the efficiency and the robustness of the design method in the present study.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 1998년도 춘계 학술대회논문집
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• pp.181-189
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• 1998

A numerical study based on the three-dimensional Reynolds averaged Navier-Stokes equations is presented to analyze the transonic flowfield through two-stage axial compressor. Explicit four-step Runge-Kutta scheme is used for solution algorithm, and local time step and implicit residual averaging are introduced for enhancing the convergency. Artificial dissipation model is adopted to assure the stability of solution. The solver is coupled with Baldwin-Lomax model to describe turbulence. To avoid calculating the unsteady flow, a mixing process is modeled at a station between rotating and stationary blade rows. Results show a variety of important physical phenomena. Comparison of the flowfields with and without tip clearance shows that the effect is considerable in this flowfield. Comparisons with experimental data carried out to validate the calculational results show reasonable agreements. Some remedies are also suggested to improve the revealed problems.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2011년도 추계학술대회 논문집
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• pp.64-71
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• 2011

In this study, steady and unsteady aerodynamic analyses of a huge rocket configuration have been conducted in a transonic flow region. The launch vehicle structural response are coupled with the transonic flow state transitions at the nose of the payload fairing. The developed fluid-structure coupled analysis system is applied for aeroelastic computations combining computational structural dynamics(CSD), finite element method(FEM) and computational fluid dynamics(CFD) in the time domain. It can give very accurate and useful engineering data on the structural dynamic design of advanced flight vehicles. For the nonlinear unsteady aerodynamics in high transonic flow region, Navier-Stokes equations using the structured grid system have been applied to the rocket configurations. Also, it is typically shown that the current computation approach can yield realistic and practical results for rocket design and test engineers.

• 한국추진공학회지
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• 제16권2호
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• pp.51-57
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• 2012

고속의 제트에서 기저압력은 유체역학 및 실용적 공학 적용의 관점으로 매우 중요한 분야중의 하나로 다루어져 왔다. 현재까지 비압축성 유동의 기저압력 특성들은 비교적 상세하게 알려져 있다. 하지만 천음속 혹은 초음속에서의 기저압력은 압축성 효과 및 충격파 발생으로 인해 매우 다르게 나타난다. 본 연구에서는 이러한 천음속 혹은 초음속에서의 기저압력특성에 관한 이해를 위해 선행된 실험 연구 결과를 바탕으로 수치해석적 연구를 수행하였다. 간단한 오리피스를 사용하여 기저 압력 조절하는 것에 주안점을 두었다. 기저 압력에 영향을 미치는 유동변수의 적용으로 여러 형태의 초음속 제트 플룸을 분석하였다. 선행된 실험결과를 모사하여 수치해석 기법의 타당성을 조사하였으며, 계산된 기저압력과 오리피스의 유출계수에 관하여 논의하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제40권12호
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• pp.785-792
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• 2016

본 연구에서는 NACA0012 천음속 익형 유동에 있어 비평형 응축이 항력 발산 마하수 $M_D$에 미치는 영향을 TVD 유한 차분법을 사용하여 연구하였다. 받음각 ${\alpha}$가 동일한 경우, 정체점 상대습도 ${\phi}_0$가 높을수록 충격파 직전의 최대 마하수 $M_{max}$는 작게 되고 초음속 영역의 크기도 적게 된다. 주류 마하수 $M_{\infty}$, 정체점 상대습도 ${\phi}_0$ 및 정체온도 $T_0$가 동일한 경우 받음각 ${\alpha}$가 클수록 비평형 응축영역 길이 ${\Delta}_z$은 짧게 된다. 한편, 주류 마하수 $M_{\infty}$와 받음각 ${\alpha}$가 동일한 경우 정체점 상대습도 ${\phi}_0$가 높을수록 조파저항의 감소 때문에 항력계수 $C_D$는 적어진다. $M_D$는 ${\alpha}$가 동일한 경우 ${\phi}_0$가 클수록 크게 되며, ${\phi}_0$가 동일한 경우는 ${\alpha}$가 클수록 $M_D$는 적게 된다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2004년도 춘계 학술대회논문집
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• pp.42-48
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• 2004

Numerical simulation of viscous compressible flow in turbomachinery cascade involves many problems due to the complex geometry of blade but also flow phenomena. In the present study, numerical investigations have been performed to examine the three-dimensional flow characteristics inside the transonic linear turbine cascades using a commercial code, FLUENT. Multi-block H-type grids are applied to the high-turning turbine rotor blades and comparisons with the experimental data and the numerical results have been done. In addition, the effects of turbulence models on the prediction of the endwall flows are analyzed in the sense of the flow compressibility.

• 대한기계학회논문집
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• 제16권2호
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• pp.313-324
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• 1992

Two-dimensional Navier-Stokes code has been developed for analysis of turbomachinery blade rows and other internal flows. The Navier-Stokes equations are written in a Cartesian coordinate system, then mapped into a generalized body-fitted coordinate system. All direction of viscous terms are incorporated and turbulent effects are modeled using the Baldwin-Lomax algebraic model. Equation are discretized using finite difference method on the C-type grids and solved using implicit LU-ADI decomposition scheme. Calculations are made at a VKI turbine cascade flow in a transonic wind-tunnel and compared to experimental data. Present numerical scheme is shown to be in good agreement with the previous experimental results and simulates the two-dimensional viscous flow phenomena.