• 비파괴검사학회지
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• 제31권1호
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• pp.62-67
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• 2011

모의 낙뢰시험에 의해 충격손상을 입은 탄소섬유강화플라스틱(CFRP) 복합재료의 잔류압축강도를 평가하는 시험(CAI) 중 손상부의 거동을 음향방출(AE)법으로 관찰하였다. CFRP 시편은 ITO 나노입자를 탄소섬유에 직접 코팅한 CFRP prepreg를 이용하여 만들었고, 모의 낙뢰시험은 고전압 대전류 인가장치(ICG)를 이용하여 시편에 10~40 kA의 충격파 전류를 인가하여 실시하였다. ITO 나노입자 코팅의 효과와 인가전류의 세기에 따른 손상영역의 크기와 잔류압축강도를 AE 거동과 연관하여 평가하였다. 손상영역의 크기는 초음파 C-scan 영상을 이용하여 측정하였으며, AE events 수와 AE event가 발생하기 시작할 때의 압축응력 수준을 연관시킨 결과 ITO 나노입자 코팅 CFRP의 경우 상대적으로 손상이 작고 훨씬 높은 용력수준에서 AE가 발생하기 시작하였다. CAI시험 중 AE측정은 실제로 낙뢰손상을 입은 복합재 동체 구조물의 손상된 정도를 구별하는 데 유용한 지표로 활용될 수 있음을 확인하였다.

• 대한기계학회논문집A
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• 제36권6호
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• pp.609-615
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• 2012

레이저 충격 피닝 처리 시 레이저 광원으로부터 금속표면에 조사되는 레이저 빔 형상은 다양하다. 레이저 형상은 표면에서 발생하는 압력파의 특성을 결정하기 때문에 금속 표면과 깊이 방향에 대한 잔류응력 분포에 영향을 미칠 수 있다. 본 논문에서는 레이저 충격 피닝 처리시 레이저 광원 형상이 인코넬 alloy 600 합금의 잔류응력에 미치는 영향을 분석하였다. 레이저 광원 형상은 원형, 사각형, 타원형 형상이 고려되었으며, 표면과 깊이 방향에 대한 압축잔류응력 특성을 비교하였다. 표면에서 생성되는 압축잔류응력은 원형 레이저 형상이 최대이지만 중심부에서 인장응력이 발생하고, 깊이 방향에서는 타원형 레이저 형상이 최대 압축잔류응력을 생성한다. 소성변형 발생 깊이는 사각형에 비해 원형과 타원형이 양호하다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권6호
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• pp.474-482
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• 2007

초음속 공중발사 로켓의 모선분리에 대한 유동해석을 수행하였다. 전기체 형상의 모선(F-4E Phantom)에서 분리되는 로켓주변 유동장의 정상/비정상 유동해석을 위해 압축성 Navier-Stokes 방정식이 사용되었으며, 해석결과는 모선과 로켓간의 충격파-팽창파 간섭효과를 잘 보여주고 있다. 무게중심의 변화에 따른 로켓의 거동을 예측하기 위하여 세 가지 경우에 대한 전산해석을 수행하였으며, 결과적으로 초음속 공중발사 로켓의 안전한 모선분리를 위한 설계 가이드라인을 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.36-40
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• 2006

초음속 공중발사 로켓의 모선분리에 대한 유동해석을 수행하였다. 모선(F-4E Phantom)에서 분리되는 로켓주변 유동장의 정상/비정상 유동해석을 위해 압축성 Wavier-Stokes방정식이 사용되었으며, 해석결과는 모선과 로켓간의 충격파-팽창파 간섭효과를 잘 보여주고 있다. 무게중심의 변화에 따른 로켓의 거동을 예측하기 위하여 세 가지 경우에 대한 전산해석을 수행하였으며, 결과적으로 초음속 공중발사 로켓의 안전한 모선분리를 위한 설계 가이드라인을 제시 하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제20권2호
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• pp.697-709
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• 1996

Supersonic axisymmetric jets issuing from various kinds of nozzles with a throat diameter of a few millimeters were experimentally investigated. The exit Mach number and Reynolds number based on the throat diameter of nozzle were in the range of 1.0 ~ 5.9 and 8.4$\times$ $10^4$ ~ 2.9$\times$$10^6$, respectively. The nozzle pressure ratio was varied from 5 to 85. Present paper aims to offer fundamental information of the supersonic free-jets, with an emphasis to give data with which the shape of the free-jets can be depicted under a specified condition. Experimental data are summarized to enable an estimation of the shape of the supersonic free-jets. The result shows that the shape of free-jets is dependent on only the nozzle pressure ratio.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.68-77
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• 2017

고주파 연소불안정은 비정상 화염의 열방출율 섭동과 연소실 내부에서 공진되는 음향파의 상호 결합으로 발생하는 열음향 문제로, 다양한 해석적 접근방법이 존재한다. 본 논문에서는 주파수 영역에서 선형음향 가정과 시간지연 이론을 이용한 3차원 FEM Helmholtz solver의 개발 사례를 소개하였으며, 가변길이 희박 예혼합 연소기의 자발 연소불안정 예측과 수동제어기구(배플, 음향공진기)의 설계분석 결과를 제시하였다. 또한 시간 영역에서 시간지연 이론을 이용한 압축성 유동 해석코드를 통해, 고진폭 압력섭동에 의해 야기되는 비선형 음향 특성과 한계사이클 현상을 분석하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제16권2호
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• pp.58-64
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• 2012

유체 유동 시스템 내 히스테리시스 현상은 현재 다양한 산업 및 공학적인 응용분야에서 매우 빈번하게 발생되고 있으며, 이는 압력비 변화과정에서 주로 나타난다. 충격파를 포함한 초음속 노즐 유동장에서 히스테리시스 현상이 매우 발생하기 쉬우며, 이에 대한 물리적 유동특성에 대해서는 여전히 많이 알려지지 않았다. 본 연구에서는 노즐 압력비 변화에 따른 초음속 노즐내부 유동특성에 대해 조사하기 위해 실험적 연구를 수행하였다. 시간에 따른 노즐 벽압력 변화를 측정하기 위하여 다수의 압력변환기를 사용하였으며, 유동장의 가시화를 위해 나노스파크 쉴리렌 가시화 기법을 적용하였다. 연구 결과를 통해 히스테리시스 현상은 노즐의 기하학적 형상뿐만 아니라 시간에 따른 압력비 변화에 크게 의존함을 알았다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권11호
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• pp.927-933
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• 2012

이차원 초음속 코안다 유동의 특성에 관한 실험적 연구가 진행되었다. 다양한 슬롯높이대 코안다 벽의 곡률반경 비 및 표면거칠기, 그리고 제트의 전압 변화에 대하여 충격파 구조 및 이력현상과 같은 코안다 유동의 특성이 유동가시화를 통하여 관찰되었다. 그 결과 초음속 코안다 제트의 이력현상은 코안다 표면거칠기의 영향을 받는 것으로 나타났다. 또한 강한 압축성 주제트의 추력편향제어를 위하여 이러한 동축류 코안다 유동이 적용되었고, 이 경우 유체역학적 추력제어의 성능은 코안다 플랩의 곡률반경에 대한 슬롯높이의 비 뿐만 아니라 주제트의 전압에 큰 영향을 받음이 확인되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권6호
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• pp.89-96
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• 2013

이젝터-디퓨저 시스템의 성능을 효과적으로 향상시키는 연구는 복잡성과 어려움을 고려하여 중요한 과제이다. 이 연구에서는, 성능 향상을 위해 이젝터-디퓨져 시스템의 이차유동 입구에 Chevron를 설치하여 재설계하였다. 이젝터 내부의 초음속 유동과 충격파를 모사하기 위해 Fluent를 사용하여 수치해석을 수행하였다. 주된 수치해석 결과로부터 Chevron은 이젝터 유동에 긍정적인 영향을 얻었다. 그리고 Chevron의 유무에 따라 이젝터 성능을 비교하였고, chevron의 최적 수는 성능 향상을 위해 설명하였다. 이젝터-디퓨져 시스템의 성능은 유인비, 압력회복 뿐만 아니라 전압손실 관점에서 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.109-112
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• 2004

최근에 유체적 순유동과 역유동 개념을 이용한 추력 벡터법은 추진 비행체의 조종성을 향상시키는 것뿐만 아니라 꼬리날개로 발생하는 공기역학적 항력을 감소시키기 때문에 많은 관심을 받고 있다. 그러나 유체적 추력벡터 제어법은 유동장이 충격파와 경계층의 상호작용, 박리, 강한 비정상성 등과 같은 매우 복잡한 물리현상을 포함하고 있기 때문에 비행체의 설계에 적용하기가 매우 어렵다. 유체적 순유동과 역유동 개념을 이용한 효율적인 추력벡터 제어법을 얻기 위한 지금까지의 연구들이 미비한 실정이며 실제적용을 위해 체계적인 연구가 필요하다. 본 연구에서는 유체적 순유동과 역유동 개념을 이용한 추력벡터 제어법의 제어 효과를 연구하기 위해 수치적 연구가 수행되었다. 주어진 압력비에 대해, 추력편향각은 주제트의 5퍼센트 미만의 임의 흡입유량에서 최대 값을 가진다. 보다 긴 collar를 적용하는 경우, 같은 편향각은 보다 작은 흡입유량으로 가능하였다.