• 대한기계학회논문집B
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• 제27권2호
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• pp.197-205
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• 2003

A cascade impactor is a multistage impaction device used to separate airborne particles into aerodynamic size classes. A micro-orifice impactor uses micro-orifice nozzles to extend the cut sizes of the lower stages to as small as 0.05 ${\mu}{\textrm}{m}$ in diameter without resorting to low pressures or creating excessive pressure drops across the impactor stages. In this work, the phenomenon of particle clogging in micro-orifice nozzles was experimentally investigated for a commercial micro-orifice uniform deposit impactor (MOUDI). It was observed, using an optical microscope, that the micro-orifice nozzles of the final stages were partially clogged due to particle deposition during the aerosol sampling. Therefore the pressure drops across the nozzles were higher than the nominal values given by the manufacturer. To examine the effect of particle clogging in micro-orifice nozzles, the particle collection efficiency of the MOUDI was evaluated using an electrical method for fine particles with diameters in the range of 0.1-0.6 ${\mu}{\textrm}{m}$. The monodisperse liquid dioctyl sebacate (DOS) particles were used as test aerosols. A faraday cage was employed to measure the low-level current of the charged particles upstream and downstream of each stage. It was found that the collection efficiency curves shifted to correspond to smaller orifice sizes, and the 50-% cutoff sizes were much smaller than those given by the manufacturer for the three stages with nozzles less than 400 ${\mu}{\textrm}{m}$ in diameter.

• 한국가시화정보학회지
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• 제18권2호
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• pp.59-65
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• 2020

Vertical axis wind energy systems including 3 and 4 blades are numerically investigated in a two-dimensional (2D) computational domain. The power coefficient (C_p) is adopted to measure the efficiency of the system and the effect of the rotating velocity on the power coefficient is analyzed for the two different systems. The rotating velocity varies from 30 rad/s to 90 rad/s, which corresponds to the tip speed ratio (T.S.R) of 0.5 to 1.5. The torque exerted on the blades is mainly determined by the aerodynamic force in the x-direction and maximized when the blade is positioned at around θ = 186°. The efficiency of the 4-blade system is higher than that of the 3-blade system within the tip speed ratio range between 0.5 and 0.67, besides where the 3-blade system shows a better performance. For the 3-blade system, the maximum efficiency is reached to 0.082 at the tip speed ratio of 1.083. The maximum efficiency of the 4-blade system is 0.071 at T.S.R. = 0.92. The velocity fields in the x-direction, pressure fields, and the vorticity magnitude are analyzed in detail for the optimal cases of the 3- and 4-blades systems, respectively.

• 대한기계학회논문집B
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• 제38권6호
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• pp.547-556
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• 2014

본 논문에서는 15,000 마력급 원심식 압축기 임펠러 블레이드에 대한 단방향 유체-구조 연성해석 및 응답표면법을 이용한 형상최적설계를 제시하였다. 임펠러 블레이드의 형상은 공력 성능에 영향을 미칠 뿐만 아니라, 유체의 압력과 원심력에 의한 임펠러의 구조적 안전성에도 큰 영향을 미치므로 유체-구조 연성해석을 함께 고려한 형상최적설계가 필요한 분야이다. 본 논문에서 유체-구조 연성해석의 유체영역과 구조영역을 ANSYS CFX와 Mechanical을 사용하여 각각 해석하였다. 실험계획법을 기반으로 유체 및 구조해석 결과에 대한 응답표면을 생성하여 구조적 안전성 및 압축비를 제한조건으로 하고 임펠러의 효율을 최대화하는 임펠러 블레이드의 형상최적설계를 수행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권5호
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• pp.18-27
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• 2005

세로 정안정성이 우수한 지면효과익기 익형을 최적설계하였다. NURBS 형상함수를 사용하여 형상을 설계하고 Navier-Stokes 해석을 통해 공력특성을 해석하였으며, 반응표면법을 사용하여 최적화하였다. 수치계산 효율성을 증대하고 상용 설계/해석 코드 기반의 자동화된 최적화를 위하여 네트워크 분산환경을 구현한 설계최적화 프레임워크를 사용하였다. 양력 최대화 설계 결과로서 기존의 DHMTU 익형과 유사한 안정성 특성을 가지며 양력특성이 개선된 익형을 얻었으며, 강화된 전방하중 특성과 후방의 반전된 캠버선이 특징적으로 나타났다. 이수 중의 피칭모멘트 변화폭이 감소된 익형도 설계하였으며, 전방하중 경향이 약화되고 양력도 약간 감소한 것으로 나타났다. 기존의 포텐셜 유동에 기반한 설계최적화 결과와 비교함으로써 실용적이며 실제로 구현 가능한 공력특성의 개선을 위해서는 반드시 점성을 고려해서 설계를 해야하며 다양한 익형을 생성시킬 수 있는 형상설계 기능의 중요성을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.501-504
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• 2011

본 연구에서 터보프롭 항공기의 프로펠러 블레이드에 대한 구조 설계 연구를 수행하였다. 프로펠러는 고속으로 비행할 수 있는 추력을 얻기 위해 구조적으로 높은 강도가 요구된다. 본 연구에서는 로펠러 구조 설계 시 고강도 및 고강성의 특성을 지닌 카본/에폭시 복합재료가 적용되었으며, 경량화를 위하여 스킨-스파-폼 샌드위치 구조 형태를 채택하였다. 구조 설계 하중은 블레이드에 작용하는 공력하중과 원심 하중을 분석하여 결정하였으며, 스파 플렌지는 굽힘 하중을 담당하고 스킨은 전단 하중을 담당하도록 복합재료 설계 개념을 반영하였다. 구조 안전성을 평가하기 위하여 상용 유한 요소 해석 코드인 나스트란을 활용하여 구조 해석을 수행하였다. 최종 공력 및 구조 설계 결과 분석을 통하여 설계된 프로펠러 블레이드의 효율이 우수하며 안전한 구조인 것으로 검토되었다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제40권5호
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• pp.321-327
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• 2016

본 연구에서는 고속 회전을 하는 진공청소기용 원심홴의 공력성능 향상을 위해 에어포일 임펠러(Airfoil Impeller)의 적용을 검토 및 연구하였다. 에어포일 최대두께 및 최대두께 위치에 따라 3종의 에어포일 임펠러를 제시하였고, 이때 C4 에어포일 두께분포를 이용하였다. 에어포일 임펠러의 성능 평가는 전산유체역학(Computational Fluid Dynamics) 해석과 흡입일률시험을 통해 수행되었다. 이를 통해 에어포일 형상 적용 시 기존 블레이드 형상에 비하여 임펠러 블레이드 압력면과 디퓨져 블레이드 압력면에서 발생하는 유동박리가 크게 줄어드는 것을 확인하였다. 그리고 이로 인해 기존 원심홴에 비하여 홴 효율이 약 3% 증가 및 비소음이 약 1.3dB(A) 감소되는 것을 확인하였다.

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제18권2호
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• pp.185-192
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• 2004

The aeroacoustic characteristics of a centrifugal fan for a vacuum cleaner and its noise reduction method are studied in this paper. The major noise source of a vacuum cleaner is the centrifugal fan. The impeller of the fan rotates at over 30000 rpm, and generates very high-level noise. It was revealed that the dominant noise source is the aerodynamic interaction between the rotating impeller and stationary diffuser. The directivity of acoustic pressure showed that most of the noise propagates backward direction of the fan-motor assembly. In order to reduce the high tonal sound generated from the aerodynamic interaction, unevenly pitched impeller and diffuser, and tapered impeller designs were proposed and experiments were performed. Uneven pitch design of the impeller changes the sound quality while the overall sound power level (SPL) and the performance remains similar. The effect of the tapered design of impeller was evaluated. The trailing edge of the tapered fan is inclined. This reduces the flow interaction between the rotating impeller and the stationary diffuser because of some phase shifts. The static efficiency of the new impeller design is slightly lower than the previous design. However, the overall SPL is reduced by about 4 dB(A). The SPL of the fundamental blade passing frequency (BPF) is reduced by about 6 dB (A) and the 2$\^$nd/ BPF is reduced about 20 dB (A). The vacuum cleaner with the tapered impeller design produces lower noise level than the previous one, and the strong tonal sound was dramatically reduced.

• 대한기계학회논문집 C: 기술과 교육
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• 제2권1호
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• pp.29-37
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• 2014

본 연구에서는 저 레이놀즈수에서의 Kline-Fogleman 익형과 이를 적용한 날개의 공력특성을 분석하였다. 레이놀즈수 $2.4{\times}10^5$ 이하 영역에서 양항비가 향상됨을 확인하였으며, 특히 레이놀즈수 $1{\times}10^4$에서 양항비가 26% 향상되었다. 양항비 측면에서 Kline-Fogleman 익형이 날개 중앙에 위치하는 것이 가장 유리하며, 전체 날개에 대한 Kline-Fogleman 익형의 면적이 80%일 때 양항비가 20% 증가함을 확인하였다. 이 때 항속시간은 12% 향상되었다. 또한 날개의 구조적 안정성과 양항비 향상률을 고려하였을 때 Kline-Fogleman 익형의 면적을 50%에서 80%사이로 설계하는 것이 유리할 것으로 판단된다.

• 한국추진공학회지
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• 제16권1호
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• pp.25-35
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• 2012

본 논문에서는 가스터빈 유로의 열유동 환경을 개선하기 위해 끝벽면 경계층 판을 이용한 방법을 적용하였으며, 이 방법에 의한 효과를 최대화하기 위해 경계층 판의 형상에 대한 최적화를 수행하였다. 터빈 유로를 모사하기 위해 $90^{\circ}$ 곡관을 이용하였다. 터빈 유로에서의 전압력 손실과 유로 끝벽면에서의 열전달 계수, 그리고 끝벽면 면적을 최소화하는 �微蛙� 판 형상 도출을 연구의 목적으로 하였으며, 최적화 과정의 효율성을 위해 근사 최적화 기법을 적용하였다. 연구결과를 통해, 최적화된 경계층 판에 의한 상당한 공력환경 개선을 확인할 수 있었으며, 열환경 개선 정도는 공력환경 개선정도에 비해 작게 나타났다.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제14권6호
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• pp.96-101
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• 2011

Korea Aerospace Research Institute is performing 3 stage transonic axial compressor development program. This paper introduces design step of the compressor, the performance test results and its analysis. In the fore part of the paper, aerodynamic process of the 3 stage axial compressor is presented. To satisfy both of the mass flow and pressure rise, the compressor should rotate at a high rotational speed. Therefore the transonic flow field forms in the rotor stages and it is designed with a relatively high pressure rise per stage to satisfy its design target. The compressor stage consists of 3 stages, and the bulk pressure ratio is 2.5. The first stage is burdened with the highest pressure ratio and less pressure rises occur in the following stages. Also it is designed that tip Mach number of the first rotor row does not exceed 1.3, while the maximum relative Mach number in the rotor stage is between 1.3~1.4 to increase the compressor flow coefficient. The final design has been confirmed by iterating three dimensional CFD calculations to verify design target and some design intentions. In the latter part of the paper, its performance test processes and results are presented. The performance test result shows that the overall compressor performance targets; pressure ratio and efficiency are well achieved. The stator static pressure distributions show that the blade loading is gradually increasing from the downstream of the compressor.