• 항공우주시스템공학회지
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• 제9권1호
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• pp.7-11
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• 2015

최근 무인기와 초소형비행체를 위한 프로펠러 연구수요가 증가하고 있다. 일반적인 프로펠러와 다른 점은 저 레이놀즈수 유동조건에서 구동된다는 점이다. 본 연구는 저 레이놀즈수 유동조건에서 비행하는 인간 동력 항공기를 위한 프로펠러 공력설계 및 성능해석에 관한 연구다. 저 레이놀즈수 유동조건에서 발생하는 공력천이현상을 고려한 3차원 공력특성 변화를 정확히 반영하지 못하는 상용 프로그램의 단점을 보완하여 프로펠러 공력설계 및 성능해석이 가능한 프로그램을 개발했다. 개발된 프로그램으로 인간 동력 항공기 설계요구조건에 충족하는 프로펠러 공력설계 및 성능해석을 수행하였다. 또한 프로펠러 회전수와 장착각도 변화에 따른 성능변화를 예측하여 비행당시 상황에 따라 비행 가능한 성능출력이 가능하도록 하였다.

• 항공우주기술
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• 제3권1호
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• pp.35-44
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• 2004

본 연구에서는 액체로켓에 쓰이는 터보펌프 부분흡입현 터빈의 1차원 공력계산 및 구조설계에 대해 고찰하였다. 터빈은 노즐, 로터, 후방유도익등으로 나누어 각각에 대해 공력 특성을 계산식으로부터 유도하였고 CFD 계산을 통해 그 타당성을 입증하였다. 속도삼각형과 같은 1차원 설계 변수들은 평균선 방정식을 이용하여 수행되었고 2-D, 3-D CFD 계산을 통해 보정되었다. 블레이드 익형은 CFD 최적화기법을 통해 결정되었다. 향후, 열응력계산, 구조응력계산을 통한 열적/구조적 거동에 대해 연구가 필요하다.

• 동력기계공학회지
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• 제5권3호
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• pp.38-47
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• 2001

One stage axial type turbine is designed by mean-line analysis, streamline curvature method and blade design method using shape parameters. Tip and hub diameter of the turbine are 300mm and 206.4mm, respectively. The rotating speed is 1800RPM, and the output power is 1.4kW. The flow coefficient is 1.68 and the reaction factor at mean-line is 0.373. The number of stator and rotor of the turbine are 31 and 41, respectively. Mach number of stator exit flow near hub is 0.164. A test rig is developed for performance test to validate a developed design method. The experimental result shows that the maximum efficiency is obtained on the design point.

• 융복합기술연구소 논문집
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• 제11권1호
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• pp.39-42
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• 2021

2차원 유동장내 수직 진동하는 원통의 Von Karman 와열 유동 현상에 대한 진동 주파수 계산 문제는 진동하는 물체의 비정상 공력 해석 연구 검증에 많이 사용하는 고전적 방법이다. 본 연구에서는 오픈소스 OpenFoam 기반의 중첩격자 기법을 사용하여 층류 유동장내의 수직방향 진동하는 원통 주변의 비정상 유동 현상과 원통 벽면에서의 공력 특성 변화를 해석하기 위한 일련의 해석 단계들과 결과를 타 연구그룹과 비교하였다. 원통 형상과 진동에 의한 와열 유동의 주기적 유동 특성과 복잡성 해석의 건전성을 확보하기 위하여 격자와 시간제어에 대한 해의 정확도에 미치는 영향을 평가하였다. 본 연구에서 수행한 해석 방법은 일관성과 신뢰성 있는 해석 결과들 보여주었으며, 향후 보다 실제적인 진동하는 에어 포일의 비정상 공력 해석 연구에 적용 가능함을 확인하였다.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 1998년도 강연회 및 연구개발 발표회 논문집
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• pp.128-135
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• 1998

Procedures and results of aerodynamic design of a centrifugal compressor are presented for development of a 40kW class turbogenerator gas turbine. Specification of higher level of total pressure ratio of 4 and total efficiency of $80\%$ requires advanced methods of design and analysis. In the meanline design/analysis, a method with conventional loss modeling and a method with the two-zone model are alternately used for more reliable prediction. In the impeller blade generation, a series of Bezier curve are combined to produce meridional contours and distributions of blade camber angle and blade thickness. Intermediate profiles of blades are repeatedly produced and changed to be finally fixed through quasi-three dimensional Euler flow analysis. Three dimensional compressible turbulent flow analysis is then performed for the impeller to be confirmed in the final step of design. Satisfactory results in the aerodynamic performance are obtained, which assures that there is no need of aerodynamic re-design.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제9권2호
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• pp.1-6
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• 2015

태양광 고고도 장기체공형 무인기나 인간동력 항공기 등에 사용되는 높은 종횡비를 가진 유연날개는 공력 및 구조 상호작용으로 인하여, 구조적 비선형 처짐 및 양력감소 등의 문제가 발생한다. 본 연구에서는 저속 비행하는 높은 종횡비를 가진 날개의 단방향 공력-구조 연계해석을 수행하였다. XFOIL을 사용하여 공력천이현상을 포함한 저 레이놀즈수 익형 공력특성 자료 확보를 기반으로 3차원 양력선 이론을 사용하여 공력해석 연구를 수행했다. 구조해석은 상용소프트웨어 ANSYS를 사용하여 구조변형이나 응력해석 연구를 수행했다. 단방향 공력-구조 연계해석 결과를 바탕으로 인간동력 항공기 주 날개의 형상설계 연구를 수행했다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제35권8호
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• pp.781-787
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• 2011

본 연구에서는 4단으로 구성된 LNG 플랜트용 프로판 냉매 원심 압축기 각 단의 설계점에 대해 상용 코드를 이용하여 공력설계를 하였다. 1차원 공력 설계 결과와 3차원 유로 형상의 타당성은 유동해석을 통해 확인하였다. 특히 입구전압이 높고 회전수가 큰 4단 압축기 임펠러의 유로와 베인리스 디퓨저 내부 유동에 대한 속도장, 압력장 및 엔트로피 등의 유동특성에 대해 고찰하였고, 아울러 익단 간극이 유동장에 미치는 영향에 대해서도 알아보았다. 본 연구 결과는 프로판 냉매 압축기의 시스템 제작에 활용될 것이며 추후 실제 실험결과와 비교하고자 한다. 향후 설계된 프로판 냉매압축기에 대한 LNG 플랜트에서의 실증시험을 통해 구체적인 설계결과에 대한 평가 및 설계 개선이 이루어지리라 생각한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권3호
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• pp.173-184
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• 2013

본 연구에서는 프로펠러나 헬리콥터 로터와 같은 회전체의 공력 최적 설계를 위한 다단 최적 설계 프레임워크를 제안한다. 이 프레임워크는 플랜폼 설계와 단면의 형상 설계를 반복적으로 수행하는 설계 전략을 통해 회전체의 공력 성능 향상을 목표로 한다. 플랜폼 설계의 단계에서는 유전 알고리즘과 2차원 CFD 데이터베이스 기반의 깃 요소 모멘텀 이론을 이용하여 빠른 시간에 회전체의 공력 특성을 평가하여 최적점을 탐색하였다. 플랜폼 설계 후 단면에 유입되는 유동 조건을 예측하여 단면 형상 최적 설계를 수행하였다. 설계 과정에서 보다 면밀하게 유동 특성이 분석될 수 있도록 2차원 N-S 해석자와 민감도 기반의 최적화 알고리즘을 통해 최적해를 탐색하였다. 단면 형상이 설계된 후에는 최적의 유동 조건을 산출할 수 있도록 플랜폼 설계를 반복적으로 수행하였다. 본 프레임워크를 1kW급 전기추진용 항공기 프로펠러 설계에 적용하여 그 유효성을 3차원 N-S 해석과 풍동 실험을 통해 검증하였다. 설계 후, 풍동 실험 결과를 기준으로 약 5%의 프로펠러 효율 증가를 얻을 수 있었다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2000년도 추계학술대회논문집B
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• pp.453-460
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• 2000

A test rig is developed for performance test of 1 stage axial-type turbine which is designed by meanline analysis, streamline curvature method, and blade design method using configuration parameters. The purpose of this study is to find the best configuration parameters for designing a high efficiency axial-type turbine blade. To measure the efficiency of turbine stage, a dynamo-meter is installed. Two different stators which are manufactured as an integrated type are developed, and a rotor blade and 5 sets disc are developed for setting different stagger angle. The tip and hub diameters of the test turbine are 300 and 206.4mm, respectively. The rotating speed is 1800RPM, and the extracted power is 2.5kW. Flow coefficient is 1.68 and the reaction factor at meanline is 0.373. The number of stator and rotor of test turbine are 31 and 41, respectively. The Mach number of stator exit flow near hub is 0.164.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권8호
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• pp.555-563
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• 2020

전진익 항공기는 평익 항공기와 비교하였을 때 우월한 공력 특성을 갖고 있다. 그러나 전진익 항공기는 종래의 주익에 비하여 낮은 발산 속도를 갖고 있게 되고, 이는 설계 단계에서 필수적으로 고려하여야 한다. 이러한 문제를 해결하기 위하여 공력탄성학적 테일러링에 대한 연구가 이루어졌다. 적층 판의 최적의 적층 배열을 찾기 위해선 반복적인 계산이 필요하고 이를 위하여 모델링이 용이하고 계산 효율성이 우수한 1차원 보 축소 해석을 수행한다. 해석을 위하여 다물체 동역학 프로그램인 DYMORE를 사용하였고 이를 해석해와 비교하였다. 또한 NACA0015 형상의 다중 셀 구조 단면을 해석하기 위하여 상용 프로그램 VABS를 사용하였고 전진익 항공기의 날개를 보다 현실적으로 해석하기 위하여 oblique 기능을 사용하였다. 공력탄성학적 테일러링을 통하여 얻은 최적의 발산 속도는 238.9m/s이고 이는 기존에 동일 중량, 단일 방향으로 적층한 날개에 비하여 42% 가량 개선된 수치이다. 하지만 공력탄성학적 테일러링이 부주의하게 적용할 경우 기존 단일 적층 날개에 비하여 오히려 감소된 발산 속도를 가질 수 있음을 확인하였다.