• Proceedings of the Korean Society of Computer Information Conference
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• 2019.01a
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• pp.241-242
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• 2019

본 논문에서는 기존의 드론의 문제점을 보완하기 위한 모델을 제안한다. 기존 드론들의 태생적인 프로펠러 사용으로 인해 안전사고의 위험성, 프로펠러 파손으로 인한 소모성, 비행을 위한 프로펠러의 소음 등의 한계를 근본적으로 제거하여 단점을 최소화하고 성능의 감소를 최소화하여 차세대 드론모델의 한 방법을 제시한다. Bladeless fan 의 원리를 이용하여 프로펠러를 내부로 이동시키고, 하나로 줄임으로써 상승하는 안정성, 소모성, 장소의 제약을 해소할 수 있게 한 후에, 터보 팬 엔진의 원리를 이용한 공기의 압축과 내부 유속의 상승을 이용하여 내부의 순환 바람으로 인한 서브 날개의 바람 출력 상승을 시켜, 기존 드론의 추력을 얻게 하고 단점을 보완하게 한다. 본 논문에서는 기존 드론의 단점을 보완한 모델로써, 기존 드론과 같은 역할을 수행할 수 있고 장소의 제약, 상해사고의 위험성, 프로펠러의 소모성 면에서 효과적으로 우수함을 보인다.

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers B
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• v.20 no.4
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• pp.1491-1500
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• 1996

Unstable performance deterioration was found on the performance curve of a small propeller fan with a back plate. To investigate this phenomenon and the effects of the back-plate on the performance of the fan, performance tests and flow measurement using 3-hole pitot tube were carried out. Measurements showed that when the flow rate is small, the radial flow dominates, and when the flow rate is large, the axial flow dominates. Performance characteristic of the propeller fan changes from radial to axial type as the flow rate increases. Unstable performance changes are the result of type change of the flow through the fan.

• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
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• v.24 no.4
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• pp.494-501
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• 2000

A study on performance of a propeller fan according to the distance between the front plate and the fan was conducted experimentally. Different characteristics of performance were found on the performance curve. Flow measurements using the three dimensional LDV system show that the zone of recirculation exists around the fan. The differences of performance in changes of the distance occurs because the zone of recirculation is much wider at the distance of 24mm than at that of 30mm.

• Journal of the KSME
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• v.29 no.6
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• pp.594-600
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• 1989

항공기용 원동기는 항공기를 추진시키기 위한 동력장치이다. 항공기가 추진력을 얻기 위해서는 프로펠러를 회전시켜 대량의 공기를 뒤로 가속시켜 그 반작용을 이용하는 방법과, 단순히 배기 가스를 뒤로 고속분사시켜 그 반작용을 이용하는 방법이 있다. 피스톤 엔진은 전자를, 터보 제트 엔진은 후자를 대표하고 있는데 두 가지 방법을 절충하여 터빈으로 프로펠러를 회전시키는 터보 프롭엔진과, 헬리콥터의 로우터를 회전시키는 터보 샤프트 엔진도 있다. 또 터보 제트 엔진과 터보 프롭 엔진의 증간성능을 꾀한 터보 팬 엔진이 있는데 효율이 아주 좋기 때문에 급속히 발 전되어 항공기용 원동기의 대명사격으로 현재 군용이나 민간기용으로 널리 사용되고 있다. 최 근에는 터보팬 엔진과 터보 프롭 엔진을 절충한 새로운 터보 프롭 APT (advanced turbo prop) 엔진의 실용화가 추진되고 있다. 이상과 같은 종류의 엔진 이외에도 항공기용 원동기에는 극히 제한된 용도에 쓰이는 램 제트와 펄스 제트 엔진 그리고 로켓 엔진 등이 있다. 원동기는 그 용 도에 따라 개발, 활용되는 것이기 때문에 오랜 역사를 지닌 피스톤 엔진은 아직까지도 경항공 기용 원동기의 주류를 이루고 있고, 앞으로도 터보 프롭 엔진과 더불어 나름대로 계속 활용될 것으로 전망된다.

• Korean Journal of Air-Conditioning and Refrigeration Engineering
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• v.9 no.1
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• pp.14-22
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• 1997

The position of propeller fan from duct inlet is one of basic parameters for the design of propeller fan. To investigate the effect of its position on fan characteristics, the inlet flow fields and relative flow angles were measured by a 5-hole pitot tube. The experimental results indicate that the ratio of radial flow introduced from propeller circumference to total inlet flow increases with the increase of propeller distance from duct inlet. When fan operates without duct, the total flow rate and the radial flow ratio are higher than those of any other positions of propeller relative to duct inlet. The radial flow ratio decreases as a flow coefficient and the propeller distance decrease. Therefore the front flow fields can be adjusted in some extent by varying the propeller distance according to a fan loading. The inlet flow angles are decreasing a little as a rotational speed and the propeller distance decrease. In the present case it was judged that the deviation angle of outlet flow became negative owing to a flow separation near a trailing edge.

• Proceedings of the KSME Conference
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• 2004.11a
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• pp.1377-1382
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• 2004

Flow fields in a half ducted propeller fan have been investigated by three-dimensional Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) simulations and a vortex core identification technique. The simulation at the design operating condition shows that the tip vortex onset point is located at 30 percent tip chord of the suction surface on the blade tip. There is no interaction between the tip vortex and the adjacent blade, so that the tip vortex smoothly convects to the rotor exit. However, the high vorticity in the tip vortex causes the wake and the tip leakage flow to be twined around the tip vortex and to interact with the pressure surface of the adjacent blade. This flow behavior corresponds well with experimental results by Laser Doppler Velocimetry. On the contrary, the simulation at the low-flowrate operating condition shows that the tip vortex onset point is located at the 60 percent tip chord of the suction surface. In contrast to the design operating condition, the tip vortex grows almost tangential direction, and impinges directly on the pressure surface of the adjacent blade.

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers B
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• v.21 no.12
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• pp.1586-1594
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• 1997

Performance characteristics of a small propeller fan are numerically investigated solving the continuity and Reynolds-averaged Navier-Stokes equations. The Reynolds stresses for turbulent transport are modelled using a k-.epsilon. turbulence model. The present numerical procedure is constructed using the Finite Volume Method with the SIMPLE algorithms. The performance parameters obtained from the calculations are compared with the measured values for the various flow rates. A performance test of the fan shows different characteristics between a radial type at small flow rates and an axial type at large flow rates. Comparisons between the predictions and the measurements show that the predicted results are in good agreement with the measured values and reasonably reproduce the sharp variations of the power and head coefficient around a flow coefficient .PHI.=0.3. These comparisons indicate that the present numerical method is capable of resolving the performance characteristics with reasonable accuracy. At low flow rates, it is found that the flow enters the fan in an axial direction and is discharged radially outward at the tip which happens in the centrifugal fan. The centrifugal effect makes a significant difference in the characteristics of a fan at the low and high values of flow coefficient.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.40 no.5
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• pp.413-422
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• 2012

The ducted fan for a small UAV propulsion can reconnoiter and observe in a town and a small area, it has better thrust efficiency and a long endurance than propeller. Thrust characteristics of hover and for ward flight condition for the ducted fan UAV is important issue to improve a endurance. The unsteady 3-dimensional flow fields of the ducted fan UAV is essential to stable flight. In this paper, to verify the design results of the ducted fan and to investigate a stable aeronautical characteristic, the thrust performance and the unsteady 3-dimensional flow fields are measured. Thrust characteristics for the hovering and the forward flight conditions are measured by the 6-components balance system in the subsonic wind tunnel. The unsteady 3-dimensional flow fields are analyzed by using a stationary $45^{\circ}$ slanted hot-wire technique. The swirl velocity is almost removed behind the stator blades. Therefore, the thrust performance of the ducted fan is improved and the flight stability is maintained.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 1996.10a
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• pp.443-449
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• 1996

헬리콥터, 팬, 프로펠러, 터이빈같이 회전익에서 유체역학적 소음이 발생하는 장치의 설계에 있어서는 공기 역학적 성능 분석과 함께 소음에 대한 해석이 절대적으로 필요하다. 근래에 들어와서 소음에 대한 관심이 급격히 증가하고 공항 주변에서의 국제적인 규약들은 낮은 소음 수준(low noise level)을 규정하고 있으며, 이에 따라서 소음을 감소시키려는 연구가 매우 활발히 진행되고 있는 실정이다. 더욱이 컴퓨터의 냉각 팬을 비롯한 공조기기 및 산업기기에 사용되는 회전기계에서 발생되는 소음의 저감은 보다 더 쾌적한 환경을 요구하는 사회적 요구에 부합하면서 공력소음의 연구 분야가 더 넓어지고 있다. 본 논문에서는 소음예측 방법중의 하나인 음향상사(acoustic analogy)를 주파수 영역 방법(frequency domain method)을 이용하여 헬리콥터 블레이드의 고속 충격소음(High Speed Impulsive Noise)을 해석한다. 고속 충격소음은 블레이드-와류 상호작용 소음과 더불어 헬리콥터의 지배적인 소음원으로서 깃끝 속도가 큰 전진 수평비행(forward level flight)또는 제자리 비행(hovering flight)시 발생하는 소음으로 블레이드의 깃끝 마하수(critical Mach number)보다 크거나 비슷할 경우 충격파의 교란에 의해서 일어나는 충격적인 소음을 말한다. 고속 충격소음은 고주파수 스펙트럼 성분과 큰 소음강도를 가지고 있기 때문에 날카로운 금속성의 소리를 내며 먼 거리까지 전파되는 특징을 가지고 있다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 2000.10a
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• pp.163-169
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• 2000

Design and developments of a propeller fan for a cooling tower have been accomplished by both numerical prediction of performance and experimental validation with a wind tunnel, Main interest lies on blade geometry of a fan for optimal design of aerodynamic performance. The present methodology for numerical estimation is commercial program, Fine/Turbo, which gives us engineering information such as flow details near the blades and flow rate of it. The numerical results are compared with precise experimental output and show good agreement. Also new proposed model of a blade with the program show improved performance relative to present running model in market.