• 대한기계학회논문집B
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• 제21권10호
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• pp.1273-1283
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• 1997

Experiments of shock wave/turbulent boundary layer interaction were conducted by using a supersonic wind tunnel. Nominal Mach number was varied in the range of 1.6 to 3.0 by means of different nozzles. The objective of the present study is to investigate the effects of boundary layer flow bleed on the interaction flow field in a straight tube. Two-dimensional slits were installed on the tube walls to bleed the turbulent boundary layer flows. The bleed flows were measured by an orifice. The ratio of the bleed mass flow to main mass flow was controlled within the range of 11 per cent. The wall pressures were measured by the flush mounted transducers and Schlieren optical observations were made for almost all of the experiments. The results show that the boundary layer flow bleed reduces the multiple shock waves to a strong normal shock wave. For the design Mach number of 1.6, it was found that the normal shock wave at the position of the silt was resulted from the main flow choking due to the suction of the boundary layer flow.

• 한국추진공학회지
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• 제5권3호
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• pp.25-32
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• 2001

본 연구에서는 2차원 압축성 Navier-Stokes 방정식을 이용하여, 약한 수직충격파와 난류 경계층의 간섭현상에 대한 피동제어 유동장을 수치계산법으로 조사하였다. 벽 내부에 공동을 가지는 다공벽을 사용하여 충격파와 난류경계층간 상호간섭을 제어하였다. 본 연구로부터 $\lambda$형 충격파의 하류쪽 가지를 중심으로 하여, 그 하류에서는 주유동이 공동내부로 또 그 상류에서는 공동내부로부터 주유동쪽으로 피이드백되는 유동을 관찰하였으며, 다공벽의 구멍을 통하는 유동은 초크하지 않는다는 것을 알았다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.609-611
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• 2017

최근 다양한 산업 및 공학 응용분야에서 히스테리시스 현상이 자주 발생하며, 이에 대한 많은 관심과 연구가 수행되었다. 이러한 현상은 주로 압력비가 일시적으로 변화하는 과정에서 발생되며, 초음속 풍동 시동과정에 영향을 미칠 것으로 예상되나, 이에 대한 연구가 미미한 실정이다. 본 연구에서는 초음속 풍동 내부에서 발생하는 히스테리시스 현상을 수치해석으로 조사하였다. 비정상, 축대칭, 압축성 Navier-Stokes 방정식을 유한 체적법으로 이산화 하였으며, Spalart-Allmaras 난류모델을 적용하였다. 본 연구의 결과로 초음속 풍동 시동과정에서 시동압력비와 작동압력비가 다른 원인을 히스테리시스 현상으로 설명하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제20권6호
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• pp.1994-2004
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• 1996

Numerical calculation was applied to supersonic under-expanded jets, and compared with the results of a linear theory and other experiments. TVD difference scheme was employed to solve 2-dimensional and axisymmetric inviscid Euler equation. This paper aims to explore the effects of angle of divergence and design Mach number of nozzle on the structure of under-expanded jets. The angle of divergence was varied from 0 to 20 deg. The results show that the length of the first cell of the under-expanded jets decreases and Mach disk generates at lower nozzle pressure ratio, if the angle of divergence or design Mach number of nozzle increases. The distance from the nozzle exit to Mach disk in 2-dimensional jets becomes much larger than that of axisymmetric jets, and the widths of the jet boundary and the barrel shock wave are also larger than that of axisymmetric jets. Calculation results indicate that the configuration of the under-expanded jets is strongly dependent on the nozzle pressure ratio.

• 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.

• 대한기계학회논문집B
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• 제23권2호
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• pp.234-242
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• 1999

Flow phenomena such as the pressure transients Inside a high-speed railway tunnel and the Impulsive waves at the exit of the tunnel are closely associated with the characteristics of the entry compression wave, which is generated by a train entering the tunnel. Tunnel entrance hood may be an effective means for alleviating the Impulsive waves and pressure transients. The objective of the current work is to explore the effects of the train nose shape and the entrance hood on the characteristics of the entry compression wave. Numerical calculations using the method of characteristics were applied to one-dimensional, unsteady, compressible flow field with respect to high-speed railway/tunnel systems. Two types of the entrance hoods and various train nose shapes were employed to reveal their influences on the entry compression wave for a wide range of train speeds. The results showed that the entry compression wave length increases as the train nose becomes longer and the train speed becomes lower. The entry compression wave length in the tunnel with hood becomes longer than that of no hood. Maximum pressure gradient in the compression wavefront reduces by the entrance hood. The results of the current work provide useful data for the design of tunnel entrance hood.

• 소음진동
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• 제11권2호
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• pp.241-248
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• 2001

The present paper describes experimental and computational work to augment the magnitude of the impulsive wave. An experiment was performed using a simple shock tube with an open end and numerical calculations were carried out to solve the unsteady, axisymmetric, inviscid, compressible governing equations. The control strategy applied was to alter the exit geometry of a straight tube to a sudden enlargement tube and a flare tube. The effects of the configurations of the tube exit on the magnitude of the impulsive wave were investigated over the range of the weak shock Mach number from 1.01 to 1.10. The results obtained were compared to those of the straight tube tests. The numerical result predicted the magnitude of the experimented impulsive waves with a good accuracy. The present passive control technique enabled the magnitude of the impulsive wave to augment by about 23 percent, compared to that of the straight tube of no control.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.371-375
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• 2006

Ballistic Range로부터 발사되는 발사체의 공기역학적 특성을 조사하기 위하여 축대칭 비정상 압축성 오일러 방정식에 이동경계법을 적용하여, 수치계산을 수행하였다. 그 결과, 발사체의 형상과 질량을 변화시켜 발사체의 순간속도, 가속도, 공기저항력을 조사한 결과, 발사 직후 발사체의 거동과 주위 유동장의 특성을 예측할 수 있었다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2001년도 추계학술대회논문집B
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• pp.468-474
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• 2001

The shock process represents an abrupt change in fluid properties, in which finite variations in pressure, temperature, and density occur over a shock thickness which is comparable to the mean tree path of the gas molecules involved. The fluid phenomenon is simulated by using finite difference lattice Boltzmann method (FDLBM). In this research, the new model is proposed using the lattice BGK compressible fluid model in FDLBM for the purpose of shortening in calculation time and stabilizing in simulation operation. The numerical results agree also with the theoretical predictions.

• 한국추진공학회지
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• 제5권2호
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• pp.8-15
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• 2001

터보기계의 효율 향상을 위한 끊임없는 노력에서 익형 형상 설계는 대단히 중요한 부분을 차지하고 있다. 이와 관련하여 천음속 풍동에서 층류 및 난류 경계층 거동(충격파-경계층 상호작용)에 대한 실험적 연구가 CTA 열전대 측정을 통해 이루어졌다. 압축기 익형에 부착된 열전대 실험 결과는 유동의 복잡성에 기인하는 신호의 불명확성 때문에 해석이 대단히 어려운 점이 있으므로 설계자에게 열전대 신호 특성에 대한 정확한 정보를 주기 위해서 다른 측정장치 결과와 비교 분석을 통한 해석기법 이 개발되었다.