• 한국항공우주학회지
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• 제34권2호
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• pp.1-10
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• 2006

본 연구에서는 수치적 방법을 이용하여 타원형 익형의 공력특성에 대한 연구를 수행하였다. 타원형 익형의 경우 현재까지 널리 사용되어진 NACA 계열 익형들에 비하여 작은 앞전 곡률반경을 가진다. 또한 NACA 계열 익형들과는 달리 앞전과 같은 곡률반경을 가지는 뒷전 형상을 가지며, 익형의 최대 두께가 시위의 1/2지점에 존재한다. 타원형 익형의 경우 이러한 형상적인 특징들에 의하여 NACA 계열 익형들과는 다른 공력특성을 나타내는데, 본 연구에서는 같은 최대 두께를 가지는 NACA 계열 익형과 타원형 익형의 다양한 유동조건에서의 공력특성에 대한 수치해석 결과의 비교를 통하여 타원형 익형의 공력특성에 대하여 살펴보았다. 또한 타원형 익형의 두께변화에 따른 공력특성의 변화 역시 함께 고려하였다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제15권4호
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• pp.46-52
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• 2010

In the present work, the aerodynamic characteristics of elliptic airfoils which have a 12% thickness ratio are numerically investigated based on Reynolds-averaged Navier-Stokes equations and a transition SST model at a Reynolds number 8.0$\times$105. The numerical simulation of a synthetic jet actuator which is a well-known zero-net-mass active flow control actuator located at x/c = 0.00025, was performed to control massive flow separation around the leading edge of the elliptic airfoils. Four cases of non-dimensional frequencies were simulated at an angle of attack of 12 degree. It is found that the size of the vortex induced by synthetic jets was getting smaller as the jet frequency becomes higher. Comparison of the location of synthetic jets between x/c = 0.00025 (around the leading edge) and x/c = 0.9 (near the separation) shows that the control near the leading edge induces closed recirculation flow regions caused by the interaction of the synthetic jet with the external flow, but the control applied at 0.9c (near the trailing edge) induces a very small and weak vortex which quickly decays due to weak intensity.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권10호
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• pp.20-27
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• 2004

본 논문에서는 CRW 무인 항공기에 사용되는 타원익형과 전기체의 공력해석 및 동체와 로터를 연결하는 허브주위의 공기역학적 현상에 대한 분석을 수행하였고 허브로 인한 항력 증가를 감소할 수 있는 방안을 모색하였다. 또한 항력 감소를 위해 제안한 fairing 장착방법을 풍동시험을 통해 그 효과를 확인하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제33권10호
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• pp.757-766
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• 2009

In the present study, the effect of delta-wing vortex generators(DWVG) on the local heat transfer of the plate fin-oval tube was experimentally analyzed for Reynolds numbers for 2000, 2500 and 3200. The local heat transfer coefficient of the fin surface for four type DWVGs was measured by the naphthalene sublimation technique. As the results, the distribution of the heat transfer coefficient at rear of DWVGs showed longitudinal contours for common flow down DWVGs and wavy contours for common flow up DWVGs. The distribution showed many cell type contours at near wall and downstream for all DWVGs. Compared to case without DWVGs in present experimental tests, all DWVGs showed the best enhancement of heat transfer at Re=2000. Of 4 cases of DWVGs, D type showed the best enhancement of heat transfer.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2007년도 춘계학술대회B
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• pp.2390-2395
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• 2007

The present research was experimentally performed to analyze the effect of delta-wing vortex generators(DWVG) on the heat transfer of fin surface of the plate fin-oval tube. The local heat transfer coefficient of the fin surface for four kinds of DWVG's arrangement was measured by the naphthalene sublimation technique for Reynolds numbers ranging from 2000 to 3200. The results showed that the heat transfer of the plate fin-oval tube can be significantly enhanced by DWVG for relatively low Reynolds numbers.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2008년도 추계학술대회B
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• pp.2023-2028
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• 2008

In present study, the flow field near the fin surface of plate fin - oval tube heat exchanger with delta wing vortex generator was numerically analyzed. As results, the well developed vortex behind delta wing was observed. These vortex can improve heat transfer fin surface behind delta wing vortex generators.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권12호
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• pp.931-939
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• 2013

본 논문에서는 항공기 날개의 개념 설계에서 적용하기에 적합한 양력선 방법을 찾고 정확성과 적용범위를 분석한다. Prandtl의 양력선 이론에서 발전된 두 가지 양력선 방법으로서 얇은 익형의 가정을 갖고 3/4 시위의 제어점에서 속도경계조건을 부여하는 Weissinger방법과 3차원 와류 양력법칙을 적용한 Phillips의 방법을 택하였다. 계산 대상은 타원형 날개, 후퇴각이 있는 날개, 그리고 상반각과 비틀림이 있고 후퇴각 없는 테이퍼 날개이다. 계산을 통해 포텐셜 유동의 공력 데이터로 날개의 순환분포, 내리흐름 분포, 양력과 유도항력을 추출하여 이론식 결과 및 풍동시험 데이터와 비교하였다. Weissinger 방법은 날개의 형상에 상관없이 정확도와 신뢰성 있는 결과를 보여주지만 Phillips 방법은 후퇴각이 있는 날개에서는 부정확한 결과를 나타내었다.