• 한국항공우주학회지
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• 제35권10호
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• pp.899-904
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• 2007

전투기급 항공기 개념설계 기간 중 항공기 초음속 순항성능에 미치는 앞전플랩 굽힘 효과를 분석하기 위하여 1/20 축척 날개-동체-꼬리 형상 모형을 사용한 고속 풍동시험을 수행하였다. 풍동시험을 위한 적절한 앞전플랩 각도를 선정하기 위하여 보정된 초음속 패널 방법을 사용하여 다양한 앞전플랩 굽힘 각도에 따른 공력특성을 분석하였다. 실험 및 수치해석적 접근 결과 분석을 기초로, 앞전플랩 굽힘 효과는 전투기급 항공기의 초음속 순항 성능 증대에 유용한 것으로 확인되었다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제6권2호
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• pp.9-21
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• 2001

초음속 여객기의 천음속 순항 성능을 개선하기 위하여 날개의 플랩 꺽임각을 최적화하였다. 이를 위하여 3차원 Euler 코드와 adjoint 코드를 이용한 최적설계기법을 적용하였다. 설계변수로서, 앞전플랩 5개, 뒷전 플랩 5개 등 총 10개의 플랩의 꺽임각이 사용되었다. 설계과정중에 격자계 내부격자점의 수정을 위해 타원형방정식법을 이용하였다. 계산 시간의 단축을 위해 내부격자의 민감도는 무시하였다. 또한 본 설계문제에 근사구배기법의 적용가능성 여부를 조사하였다. 충격파가 없는 경우 앞전 플렙에 한하여 근사구배기법을 적용할 수 있음을 알았다. 최적설계기법으로 BFGS기법을 적용하여 항력을 최소화하였으며, 양력 및 날개 표면 마하수에 대한 제약조건을 적용하였다. 앞전 플랩의 최적화 및 앞전과 뒷전 플랩의 최적화 등 두 개의 설계 문제를 고려하였다. 성공적인 결과를 얻음으로써 본 설계방법의 타당성 및 효율성을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권3호
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• pp.258-263
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• 2008

초음속 순항 엔진 연소기에 적용하기에 유리한 스크류형 선회기를 장착한 인젝터의 성능을 이론적, 수치적, 실험적 방법을 통해 밝혀 내었다. 인젝터의 성능은 유출계수와 분무각을 중심으로 살펴보았으며, 이에 영향을 미치는 형상 파라미터를 정의하고 기준 인젝터를 설계하여 형상계수에 따른 성능의 변화를 살펴보았다. 정의된 범위에서 인젝터의 성능은 이론적 예측에 의한 값보다 작은 값으로 나타났으며, VOF 방법을 사용한 수치해석에 의해 성능이 매우 잘 예측되는 것을 확인할 수 있었다. 점성장벽에 해당하는 특성은 나타나지 않았으며, 최소 0.05의 유출계수와 최대 104의 분무각을 얻을 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.207-210
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• 2008

본 논문에서는 램제트 기관의 성능을 결정짓는 공기흡입구를 램제트 엔진의 비행 목적에 맞게 비행 마하속도 4에서 기본설계를 수행하였다. 순항고도 12km, Mach $2{\sim}6$의 넓은 영역에서의 운용을 가능하게 하기 위하여 가변형 공기흡입구의 개념을 도입하였다.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제5회(2016년)
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• pp.647-652
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• 2016

To reduce drag force at supersonic speeds, sharp leading edge is hugely efficient. It is, however, incompatible with leading edge shape to have fine aerodynamic characteristics at subsonic and transonic speeds. It is critical to reduce drag force for enhanced cruise performance and higher efficiency. An air superiority fighter, however, required to have high maneuverability for survivability, and sharp leading edge is not proper. Consequently, variable leading edge is demanded to reduce drag force significantly at supersonic speeds for cruise performance. Leading edge altering system is constructed with rigid material to improve possibility of realization, and minimized movement of its components in altering for reduce effects on flight. It is compared with bi-convex airfoil and NACA 65-006 airfoil, which have comparable maximum thickness. At Mach number 1.7 and zero angle of attack, supersonic mode of designed airfoil indicates approximately 17% higher drag coefficient than the bi-convex airfoil indicates, it is, however, 23% lower than the NACA 65-006 indicates. Also, subsonic mode of the designed airfoil shows fine aerodynamic characteristics in comparison with NACA 65-006 airfoil in subsonic and transonic speed range. In this regard, design of the airfoil achieved the object of this study satisfactorily.