• Journal of the Korean Society for Aviation and Aeronautics
• /
• v.2
• /
• pp.57-80
• /
• 1994

항공기에 사용되는 2차 조종면은 플랩, 탭, 스포일러 등 여러 종류가 있으며 이중 spoiler는 공력제어 기능을 가지고 항공기의 조종성에 영향을 미치는 조종면으로 속도 감속이나 옆놀이 조종용으로 사용된다. 본 연구에서는 비행제어용 spoiler 기능과 고양항력을 얻을 수 있는 새로운 장치인 고양항력 panel에 대한 공력특성 및 비행제어 특성에 대하여 연구하였다. 이러한 고양항력 panel은 재래식인 spoiler가 양력을 감소시키고 항력만 증가시키는 장치인데 반하여 양력과 항력을 동시에 증가 시킬 수 있는 새로운 장치로서 날개의 앞전 윗면에 스팬방향으로 설치하여 슬롯효과를 발생시킴으로써 최대 양력 받음각에서 앞전에서의 박리를 막아 비행기의 착륙시 양력의 급작스러운 감소로 인한 불안정성을 감소시키게 된다. 본 논문에서는 직사각형 날개 및 FA-200모형의 날개위에 고양항력 panel을 설치하여 풍동실험 및 수치계산을 한 결과를 기술하였다. 실험결과 직사각형 날개의 경우 고양항력 panel의 위치는 날개의 앞전에 설치할 경우 고받음각에서 실속지연의 효과와 함께 후방실속의 특성을 향상 시킬 수 있으며, 항력의 증가로 인한 스포일러 효과를 얻을 수 있다. 양항비특성은 고양항력 panel을 날개의 앞전에설치하고, 그폭이 시위의 1/5이고, 붙임각 ${\theta}$가 $10^{\circ}$, 높이가 시위의 3/20일때 받음각 $18^{\circ}$ 이후에서 우수한 특성을 나타내었다. FA-200 모형의 경우 옆놀이 모멘트계수는 받음각이 작을 때 고양항력 panel의 슬롯간격과 붙임각이 작을수록 커지나 받음각이 커지면 붙임각이 커짐에 따라 증가함을 알 수 있다. 또한 키놀이 모멘트계수는 크게 변화하지 않으나 항력 특성은 고양항력 panel의 붙임각이 증가함에 따라 증가하였다. 고양항력 panel의 붙임각이 큰 범위에서 (${\theta}$ =$10^{\circ}$) 공기력의 증가는 고양항력 panel의 시위가 날개시위의 30%이고 슬롯의 폭이 날개시위의 10%일때 증가하는 결과를 얻을 수 있다.

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers B
• /
• v.38 no.10
• /
• pp.797-805
• /
• 2014

The purpose of this study was to investigate the drag and lift characteristics of the cavitator of a supercavitating underwater vehicle and the pressure loss due to water intake. These investigations were performed by changing the diameter, velocity, radius of curvature of the intake, and angle of attack of the cavitator. With increasing ratio of the intake diameter to the cavitator diameter ratio($d/D_1$), the drag coefficient and the pressure loss coefficient of the water intake decreased. The greater the increase in the ratio of the intake velocity-to-free stream velocity ratio(S), the smaller was the decrease in the drag coefficient and the lift coefficient. When the intake had a radius of curvature(c), the pressure loss coefficient decreased. On the contrary, the effect of the radius of curvature on the drag coefficient was imperceptible. For angles of attack (${\alpha}$) of the caviatator in the range of $0^{\circ}$ to $10^{\circ}$, the drag coefficient and the pressure loss coefficient changed slightly, whereas the lift coefficient increased linearly with increasing angle of attack.

• Proceeding of EDISON Challenge
• /
• 2012.04a
• /
• pp.25-28
• /
• 2012

항공기가 지면 혹은 해면 위를 낮게 비행할 때 양력이 증가하고 항력이 감소하는 이른바 해면 효과(ground effect)가 발생하게 된다. 위그선 (WIG)선은 이러한 해면 효과를 이용한 선박으로 시속 100~500km의 속도 범위에서 해면 위를 낮게 비행하는 선박을 뜻하며 차세대 초고속 해상 수송수단으로 떠오르고 있다. 본 연구에서는 해면효과로 인한 2차원 위그선 날개 주위의 양항력 변화를 알아보기 위하여 유한체적법 기반의 EDISON-CFD를 사용하였다. 위그선 날개 주위의 유동은 날개와 해면사이의 거리에 영향을 받으므로 날개와 해면사이의 거리에 따른 계산 영역과 격자를 각각 생성 하였다. 본 연구를 통해 날개와 해면 사이의 거리가 가까워 질수록 해면효과에 의하여 위그선 날개의 양력이 증가하였고 항력은 감소되는 결과를 확인할 수 있었다.

• Proceeding of EDISON Challenge
• /
• 2013.04a
• /
• pp.299-304
• /
• 2013

초음속 조건에서 Busemann biplane은 충격파의 중첩에 의해 항력 감소가 일어난다. 그러나 받음각이 증가 할 경우, 앞전에서 궁형 충격파가 발생하여 항력이 급격하게 증가한다. 이에 본 연구에서는 busemann biplane에 플랩을 주어 궁형 충격파를 감소시킬 수 있는 flap biplane의 플랩 길이와 각도의 변화에 따른 공력 성능의 변화를 분석하였다. Flap biplane의 공력성능을 기본 biplane형상 및 diamond airfoil과 비교한 결과, 동일한 양력 조건에서 항력은 diamond airfoil에 비해 약 75%정도 감소함을 확인하였다. 그리고 플랩의 길이와 양항비는 선형의 관계가 있음을 확인하였고, 특정한 플랩의 각도에서 최대 양항비가 도출된다는 사실을 확인하였다. 마지막으로 전압력의 감소를 충격파의 강도로 정의하고, 이를 비교한 결과 flap biplane의 전압력 감소가 diamond airfoil에 비해 약 25%정도가 더 작게 나타난 사실로 부터 flap biplane의 소음 감소 효과를 유추할 수 있었다. flap biplane은 초음속 영역에서 항력과 소음의 감소에 효율적인 익형임을 확인하였다.

• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
• /
• v.39 no.3
• /
• pp.243-247
• /
• 2015

The characteristics of the fluid force reduction of a square prism having a small triangular prism at the upstream side was investigated by measuring of lift and drag on the square prism The experimental parameters were the width ratios (H/B=0.2~0.6) of triangular prisms to the prism width and the gap ratios (G/B=0~3) between the square prism and the triangular prism. The drag reduction rate of the square prism was increased and then decreased with G/B in case of the same H/B, and was increased with H/B in case of the same G/B. The maximum drag reduction rate was represented by 78.5% at H/B=0.6 and G/B=1.5. The lift reduction rate of the square prism was hardly not affected by the width and gaps ratios, the average value was about 52.4%.

• Proceedings of the Korean Nuclear Society Conference
• /
• 1998.05a
• /
• pp.603-608
• /
• 1998

유체내의 물체 주위에서 유동박리로 인해 생성되는 와류쉐딩은 열전달이나 물질전달을 촉진시키는 이점이 있으나, 항력을 증가시키거나 유동 및 온도의 요동에 의해 구조물을 손상시키는 단점이 있다. 특히 물체와 주위 유동 사이에 공진이 일어나면 항력값이 증가하면서 항력과 양력의 진폭이 급격히 증가하여 물체에 심각한 손상을 초래할 수 있다. 본 연구에서는 레이놀즈수 200 이하의 층류유동에서 공진시 물체 주위의 유동현상과 이로 인한 양력과 항력의 변화들을 수치해석방법을 통하여 분석하였다 수치해석은 일반좌표계에서 유한체적법을 적용하여 Navier-Stokes 방정식을 차분화하였다. 이때 방정식의 종속변수로는 공변속도를 채택하였으며, 이산화된 방정식은 분리단계법을 이용하여 수치해를 구하였다. 입구유속의 강제진동에 의한 사각실린더 주위의 와류쉐딩시 공진이 발생하는 강제진동수의 범위는 원통실린더의 경우와 유사하였으나 상대적으로 폭이 더 좁았다 그리고 공진이 발생하는 강제진동수의 범위는 진폭이 증가할수록 증가하였다. 쉐딩 진동수가 일정하면서 입구유속의 진폭이 증가하면 이에 비례하여 실린더 주위의 유속이 상대적으로 증가하게 되어 와도가 강해지면서 입추유속 진폭에 비례하여 항력의 평균값 뿐 아니라 항력과 양력의 진폭도 증가하였다. 그리고 실린더 뒷면의 와류 생성영역은 진폭에 비례하여 감소하였다. 진폭의 변화에 따라 상변화가 서로 상이한 것은 실린더 뒤쪽의 와류들이 상하면의 합력차이를 변화시켰고 이것이 진폭변화에 따라 상변화를 상이하게 나타나게 한 원인으로 진폭이 클수록 실린더 뒤쪽에서 압력변화가 심하게 변하면서 실린더 앞쪽까지 더 많은 영향을 미쳤기 때문이다.선원의 사용자에게 제공되는 최종방사능을 평가하는데 유용하게 사용될 수 있다.r의 분포를 보였다.cting the effect of earthquake on structures. This paper is based on the presented paper at the Bertero Symposium held in January 31an4 February 1 at Berkeley, California, USA which was entitled "Needs to Evaluate Real Seismic Performance of Buildings-Lessons from 1995 Hyogoken-Nambu Earthquake-". The lessons for buildings from the damage due to the Hyogoken-Nambu Earthquake are necessity to develop more rational seismic design codes based upon a performance-based design concept, and to evaluate seismic performance of existing buildings. In my keynote lecture at the Korean Association for Computational Structural Engineering, the history of seismic design and use of structural analysis in Japan, the lessons for buildings from the Hyogoken-Nambu Earthquake, the

• Journal of Aerospace System Engineering
• /
• v.17 no.6
• /
• pp.63-71
• /
• 2023

In the present study, the effect of pitch amplitude on the unsteady aerodynamics of a NACA 0012 airfoil is numerically investigated. When the frequency ratio is equal to 1.0, airfoil pitching with 20 and 30 degrees of pitch amplitude shows almost small lift generation, but the lift is significantly increased in case of 10-degree pitch amplitude. When the frequency is 0.5, the lift coefficients have large values, and the lift increases with a decrease in pitch amplitude. When the frequency ratio is 1.0, the airfoil generates large thrust. The thrust decreases as the pitch amplitude decreases. When the frequency ratio is 0.5, drag is generated for the 30-degree pitch amplitude, but the thrust is generated for 10-degree pitch amplitude. In future, the effect of heave amplitude on the unsteady aerodynamics of the airfoil will be studied.

• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
• /
• v.38 no.7
• /
• pp.900-908
• /
• 2014

The Characteristics of the flowfields of a square prism having a small vertical plate at the upstream side was investigated by measuring of fluid force on the square prism and by visualization of the flow fields using PIV. The experimental parameters were the width ratios(H/B=0.2~0.6) of vertical plates to the prism width and the gap ratios (G/B=0~3) between the prism and the vertical plate. The drag reduction rate of the square prism was increased with H/B in case of the same G/B, and was increased and then decreased with G/B in case of the same H/B. The lift reduction rate of the square prism was hardly not affected by the width and gaps ratios, the average value was about 48.1%. In case of a square prism having a small vertical plate, the stagnation regions were represented in the upstream and downstream sides of the square prism.

• Aerospace Engineering and Technology
• /
• v.7 no.1
• /
• pp.24-29
• /
• 2008

Aircraft fuel efficiency is one of main concerns to aircraft manufacturers and to aviation companies because jet fuel price has tripled in last ten years. One of simple and effective methods to increase fuel efficiency is to reduce aircraft induced drag by using of wingtip devices. Induced drag is closely related to the circulation distribution, which produces strong wingtip vortex behind the tip of a finite wing. Wingtip devices including winglets can be successfully applied to reduce induced drag by wingtip vortex mitigation. Winglet design, however, is very complicated process and has to consider many parameters including installation position, height, taper ratio, sweepback, airfoil, toe-out angle and cant angle of winglets. In current research, different shapes of winglets are compared in the view of vortex mitigation. Appropriately designed winglets are proved to mitigate wingtip vortex and to increase lift to drag ratio. Also, the results show that winglets are more efficient than wingtip extension. That is the reason B-747-400 and B-737-800 chose winglets instead of a span increase to increase payload and range. Drag polar comparison chart is presented to show that minimum drag is increased by viscous drag of winglet, but at high lift, total drag is reduced by induced drag decrease. So, winglets are more efficient for aircraft that cruises at a high lift condition, which generates very strong wingtip vortex.

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers B
• /
• v.41 no.7
• /
• pp.435-443
• /
• 2017

The Characteristics of the flowfields of a square prism having a small square prism were investigated by measuring of lift and drag on the square prism and visualizing the flowfield using PIV. The experimental parameters were the width ratios(H/B=0.2~0.6) of small square prisms to the prism width and the gap ratios (G/B=0~3) between the prism and the small square prism. The drag reduction rate of the square prism initially increased and then decreased with the G/B ratio for the same H/B ratio, and increased with the H/B ratio for the same G/B ratio. The maximum drag reduction rate of 98.0% was observed at H/B=0.6 and G/B=1.0. The lift reduction rate of the square prism was not affected by the width and gap ratios; the total average value was approximately 66.5%. In case of a square prism having a small square prism, the stagnation regions were represented in the upstream and downstream sides of the square prism.