• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.35 no.12
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• pp.1075-1081
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• 2007

The temperature preconditioning is applied to the Navier-Stokes equations. Also, a new concept of diffusion Mach numbers is introduced to modify the reference Mach number for the Navier-Stokes equations. Flows over a circular cylinder were calculated at different Reynolds numbers. It is shown that the temperature preconditioning improves the convergence characteristics of Navier-Stokes equations. Also, it is shown that the modified reference Mach number alleviates the convergence problems at locally low speed regions.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2012.04a
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• pp.113-116
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• 2012

본 연구에서는 마하수 변화에 따른 층류유동 변화를 살펴보았다. 해석 프로그램은 EDISON_CFD를 이용하고, EDISON_CFD에서 사용한 수치기법과 Scheme에 대해서 언급한다. CFD기법을 이용하여 해석한 결과를 경계층조건의 이론 해석방법인 Blasius Boundary Layer와 비교하였다. 각 요소마다 해석한 결과를 통하여 층류 경계층의 특성을 살펴보았다. 그 결과 마하수 증가에 따른 평판의 온도 증가와 밀도 감소가 경계층을 선형적으로 증가시키는 것을 보았다. 또한 마하수 증가에 따른 점성계수의 증가를 살펴봄으로서 층류유동에서 마하수의 증가는 점성에 의한 운동량 확산을 증가시킨다는 것을 보았다.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 1998.02a
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• pp.150-156
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• 1998

가스터어빈 트랜지션 덕트 내에서의 공기 역학적인 거동을 입구 스월각의 변화에 대하여 고찰하였다. 트렌지션 덕트가 작은 확산각(divergence angle)을 가지더라도 스트럿 영향으로 인한 탈설계점에서의 유동 패턴은 트랜지션 덕트 내에서의 유동특성을 더욱 악화시킨다. 시험범위의 스월각은 마하수 변화에 따라 손실계수에 큰 영향을 주지 못하였으며 트랜지션 덕트 내에서의 손실 정조는 만족할만 하나, 시험결과에 따르면 저압터빈의 노즐손실은 큰 입사각의 영향으로 커질것으로 생각되며, 또한 스트럿으로부터 떨어져 나오는 와류는 저압터빈의 로우터 블레이드의 진동에 악영향을 미칠 것으로 생각된다.

• Journal of the KSME
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• v.34 no.9
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• pp.688-697
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• 1994

유체유동이나 열전달 그리고 물질전달 (물질의 혼합 및 확산) 또는 이들 현상이 복합적으로 나 타나는 각종 기계의 설계와 성능 해석을 하기 위해서는 그 현상을 지배하는 편미분 방정식들의 해를 수치적으로 구해야 한다. 유동 상태가 충류 유동인 경우는 지배 방정식의 수가 알고자 하는 미지변수 즉 속도, 압력, 온도, 농도 등의 개수와 같고 또한 이들 변수들의 변동이 그리 심하지 않기 때문에 적절한 수치 해법을 사용하면 그 해를 구할 수 있다. 그러나 난류유동의 경우에는 변수들이 시간상으로 또한 공간적으로 대단히 심하게 변동(fluctuation)하기 때문에 공 학적으로 우리가 원하는 정보들, 즉, 표면 마찰저항이나 양력, 얼전달 계수, 물질 확산계수 등을 현재 수준의 전자계산기로 계산하는 데는 계산시간이 엄청나게 소요될 뿐만 아니라 변수 저장 메모리도 과도하게 차지하기 때문에 실제적인 계산 방법이 되지 못하고 있다. 이러한 이유로 변수들의 순간 변화 상태를 나타내는 지배 방정식들을 해석하는 대신에 이들 지배 방정식의 시 간평균을 취하여 유도한 난류 방정식들을 사용하게 된다. 그러나 이 시간 평균 과정에서 파생 되는 또 다른 미지의 난류 변수들 때문에 난류 지배 방정식에 있어서는 그 지배 방정식의 개수 보다 미지 변수의 개수가 많아져서 난류 지배 방정식을 풀기 위해서는 시간평균 과정에서 나타난 난류 변수들을 원래 있던 미지 변수들의 함수나 방정식의 형태로 가정할 필요가 있게 되는데 이 가정되는 함수 관계들을 난류 계산 모형이라고 한다. 난류 계산 모형은 물리적인 통찰과 직관에 의해서 실용적인 형태로 가정되기도 하지만 최근에는 논리적으로 엄격한 모형 원칙에 따른 수 학적인 방법으로 유도되고 있는데 이 글에서는 일반 독자들이 쉽게 이해할 수 있도록 마하수가 낮은 2차원 비압축성 난류 유동을 예로 들어 x-y 직교 좌표계에서 표현되는 난류 계산 모형들을 소개하고 앞으로듸 발전 방향을 개관하며 현재의 응용 사례들을 예로 들어 모형의 성능을 비교 하여 보기로 한다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.36 no.8
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• pp.774-779
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• 2008

An experimental study on the micro-supersonic jet flow fields has been carried out. A sonic nozzle of 440 ${\mu}m$-exit diameter and a Laval nozzle of 800 ${\mu}m$ exit diameter with the nozzle exit Mach number 2.0 were fabricated by stretching a micro Pyrex glass tube for the present experiments. Schlieren flow visualization and Pitot pressure distribution of the jet flow field were obtained. Representative characteristics of the jet flow fields such as, supersonic length, jet core length, similarity of the velocity field, and jet spreading rates, have been observed. All the results were compared to previous observations of larger supersonic jets of higher Reynolds numbers, and it was found that overall characteristics of the micro supersonic jet are qualitatively similar as those of the higher Reynolds number jets, except the jet core length and the jet spreading rate.

• Journal of Aerospace System Engineering
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• v.12 no.2
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• pp.15-22
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• 2018

A compressible multiphase flow was investigated using a DIM consisting of seven equations, including the fifth-order MLP and a modified HLLC Riemann solver to achieve a precise interface structure of liquid and gas. The numerical methods were verified by comparing the flow structures of the high-pressure water and low-pressure air in the shock tube. A 2D air-helium shock-bubble interaction at the incident shock wave condition (Mach number 1.22) was numerically solved and verified using the experimental results.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.04a
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• pp.10-10
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• 2000

램제트 엔진은 비추력이 높고 추력 레벨은 낮으므로, 2단 추진기관에 적합한 추진 시스템이다. 1단-추진기관의 작동이 끝나고, 2단 램제트 엔진이 점화 후 안정된 연소에 도달되기까지 비행체의 속도는 항력에 의하여, 초당 약 마하수 0.1 정도씩 감소된다. 1단 연소 후 2단 램제트로 전환되는 지연시간이 길수록 1단에서 요구되는 종말 가속도는 증가되므로, 1단이 차지하게되는 부피는 증가되고 비행체의 크기 또한 늘어나게 된다. 따라서 1단에서 2단 램제트로 천이되는데 소요되는 시간을 가능한 짧게 하는 것이 효과적이다. 그러나 램제트 엔진의 특성상 선결되어야할 다음과 같은 여러 문제들이 있다. 첫째, 1단 작동 시 공기 흡입구와 연소실은 차단벽으로 분리되어 있다가, 1단 연소후 차단막이 제거되어 외부공기가 램제트 연소실로 흡입된다. 흡입되는 공기는 흡입구의 형상에 의하여 램 압축되지만 초음속으로 연소실을 통과하게된다. 연료 주입 구에서 공급되는 연료는 연소실에서 유동의 흐름방향(streamline)에 따라서 연소실로 확산되는데, 연소되기 전에는 유속이 빠르게 노즐로 빠져 나가므로 램제트 연료가 재순환 구역(recirculation zone)으로 침투하는데 쉽지가 않다. 둘째, 연소실 입구에서 발생되는 와류 (ring vortex)는 1단 연료의 고온 연소 가스를 연소실로 확산시키는데, 비 균일한 온도 분포를 유발하여 램제트 연료의 점화에너지가 공급되는 시간이 적당하지 않을 경우 균일한 화염 전파에 악영향을 준다. 셋째, 연소실에서의 빠른 유동 조건은 연료가 연소실에 머무를 수 있는 시간을 감소시키며, 연소실 입구에서 강한 전단 응력이 발생되어 화염이 안정화되는데 악 영향을 미치게된다. 본 논문은 공기 흡입구, 연소실 및 노즐을 통합하여 수치해석을 하였으며 열유동/점화/연소등의 미케니즘을 이해하고, 주요 인자들 중 와류의 영향에 초점을 맞추었다.다고 판단되며 배기 가스 자체에 대기 공기중에 함유되어 있던 습기가 얼어붙는(Icing화) 문제가 발생하기 때문에 배기가스의 Icing을 방지하기 위하여 압축기 끝단에서 공기를 추출하여 배기부분에 송출할 필요성이 있는 것으로 판단되었다. 출구가스의 기체 유동속도가 매우 빠르므로 (100-l10m.sec) 이를 완화하기 위한 디퓨저의 설계가 요구된다고 판단된다. 또 연소기 후방에 물을 주입하는 경우 열교환기 및 기타 부분품에 발생할 수 있는 부식 및 열교환 효율 저하도 간과할 수 없는 문제로 파악되었다. 이러한 기술적 문제가 적절히 해결되는 경우 비활성 가스 제너레이터는 민수용으로는 대형 빌딩, 산림, 유조선 등의 화재에 매우 적절히 사용되어 질 수 있을 뿐 아니라 군사적으로도 군사작전 중 및 공군 기지의 화재 그리고 지하벙커에 설치되어 있는 고급 첨단 군사 장비 등의 화재 뿐 아니라 대간첩작전 등에 효과적으로 활용될 수 있을 것으로 판단된다.가 작으며, 본 연소관에 충전된 RDX/AP계 추진제의 경우 추진제의 습기투과에 의한 추진제 물성 변화는 미미한 것으로 나타났다.의 향상으로, 음성개선에 효과적이라고 사료되었으며, 이 방법이 편측 성대마비 환자의 효과적인 음성개선의 치료방법의 하나로 응용될 수 있으리라 생각된다..7%), 혈액투석, 식도부분절제술 및 위루술·위회장문합술을 시행한 경우가 각 1례(2.9%)씩이었다. 13) 심각한 합병증은 9례(26.5%)에서 보였는데 그중 식도협착증이 6례(17.6%), 급성신부전증 1례(2.9%), 종격동기흉과 폐염이 병발한 경우와 폐염이 각 1례(2.9%)였다. 14) 식도경 시행회수는 1회가 17례(54.8%), 2회가 9례(29.0%), 3회 이상이 5례(16.1%)였다.EX>$IC_{50}$/ 값이 210 $\mu\textrm{g}$/$m\ell$로서 효과적