• 한국항공우주학회지
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• 제37권2호
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• pp.113-120
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• 2009

로터-기체 사이의 간섭작용을 정확하게 계산하기 위해서는 로터의 회전을 사실적으로 모사할 수 있는 로터-기체 결합형상의 Navier-Stokes 해석이 필요하다. 하지만 회전하는 로터를 포함한 전기체를 해석할 경우 격자가 증가함에 따라 계산 비용과 시간이 증가된다. 모멘텀 소스 방법은 로터를 디스크 격자에 모멘텀 소스로 대체하여 시간 평균된 로터-기체의 간섭작용을 해석하므로 비교적 경제적이면서도 정확한 결과를 얻을 수 있다. 일반적으로 모멘텀 소스 값은 블레이드 요소 이론을 이용하여 구하지만 결과의 정확성이 떨어진다. 따라서 본 연구에서는 모멘텀 소스를 Moving mesh 방법을 이용한 Navier-Stokes 계산을 통해 구하여 정확성을 높였다. 이 모멘텀 소스 값을 이용하여 정상해석을 하여 실험결과와 비교하였다. 기존의 모멘텀 소스 방법은 시간 평균된 유동장만 관찰할 수 있으므로 비정상 유동장을 관찰하기 위하여 비정상 로터-기체 간섭작용 해석 모델을 개발하여 실험결과와 비교해 보았다. 검증을 위하여 간단한 형상인 Georgia Tech 형상을 사용하여 실험결과와 비교해 보았으며 본 연구의 계산결과가 실험결과와 잘 일치하는 것을 볼 수 있었다.

• International Journal of Naval Architecture and Ocean Engineering
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• 제12권1호
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• pp.213-225
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• 2020

Floating Offshore Wind Turbines (FOWT) installed in the deep sea regions where stable and strong wind flows are abundant would have significantly improved energy production capacity. When designing FOWT, it is essential to understand the stability and motion performance of the floater. Water tank model tests are required to evaluate these aspects of performance. This paper describes a model test and numerical simulation for a 750-kW semi-submersible platform wind turbine model-II. In the previous model test, the 750-kW FOWT model-I suffered slamming phenomena from extreme wave conditions. Because of that, the platform freeboard of model-II was increased to mitigate the slamming load on the platform deck structure in extreme conditions. Also, the model-I pitch Response Amplitude Operators (RAO) of simulation had strong responses to the natural frequency region. Thus, the hub height of model-II was decreased to reduce the pitch resonance responses from the low-frequency response of the system. Like the model-I, 750-kW FOWT model-II was built with a 1/40 scale ratio. Furthermore, the experiments to evaluate the performance characteristics of the model-II wind turbine were executed at the same location and in the same environment conditions as were those of model-I. These tests included a free decay test, and tests of regular and irregular wave conditions. Both the experimental and simulation conditions considered the blade rotating effect due to the wind. The results of the model tests were compared with the numerical simulations of the FOWT using FAST (Fatigue, Aerodynamics, Structures, and Turbulence) code from the National Renewable Energy Laboratory (NREL).

• 한국항공우주학회지
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• 제50권7호
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• pp.507-514
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• 2022

전술 표적에 대한 정보를 획득하기 위해 전투기에 탑재하는 EO/IR 정찰용 파드는 일반적으로 항공기 동체 하단에 장착 운영한다. 이러한 외부 장착물을 장착한 항공기는 외부 장착물 없이 비행하는 항공기에 비하여 복잡한 공력 및 관성력 특성을 갖기 때문에 개발 초기에 개발 위험요소를 사전에 식별하여 설계에 반영할 수 있는 시스템 성능 분석 도구가 필수적으로 필요하다. 본 연구에서는 고기동 환경에서 안정적으로 측정 데이터를 획득할 수 있는 파드를 개발하기 위해 필요한 모델링 및 시뮬레이션 도구 개발 방안을 제시하였다. 우선, 고기동 항공기에 탑재한 파드의 한계 운용조건을 도출하고, 한계 운용조건에 따른 탑재 파드의 공력 및 관성 하중을 분석하였으며, 탑재파드를 장착한 항공기의 임무 모사를 통한 비행데이터 생성 및 전송 시스템을 개발하였다.

• Wind and Structures
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• 제26권4호
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• pp.215-229
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• 2018

The appearance of a rivulet at the upper surface of a stay cable is responsible for rain-wind-induced vibration (RWIV) of cables of cable-stayed bridges. However, the formation mechanism of the upper rivulet and its aerodynamic effects on the stay cable has not been fully understood. Large eddy simulation (LES) method is used to investigate flow around and aerodynamics of a circular cylinder with an upper rivulet at a Reynolds number of 140,000. Results show that the mean lift coefficients of the circular cylinder experience three distinct stages, zero-lift stage, positive-lift stage and negative-lift stage as the rivulet located at various positions. Both pressure-induced and friction-induced aerodynamic forces on the upper rivulet are helpful for its appearance on the upside of the stay cable. The friction-induced aerodynamic forces, which have not been considered in the previous theoretical models, may not be neglected in modeling the RWIV. In positive-lift stage, the shear layer separated from the upper rivulet can reattach on the surface of the cylinder and form separation bubbles, which result in a high non-zero mean lift of the cylinder and potentially induces the occurrence of RWIV. The separation bubbles are intrinsically unsteady flow phenomena. A serial of small eddies first appears in the laminar shear layer separated from the upper rivulet, which then coalesces and reattaches on the side surface of the cylinder and eventually sheds into the wake.

• 한국시뮬레이션학회논문지
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• 제26권3호
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• pp.55-63
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• 2017

곡사포의 사격오차는 탄착의 분산도와 탄착중심오차(MPI)를 포괄하는 용어로, 본 연구에서는 사격시험을 수행하지 않고 정량적 분석을 통해 사격오차를 예측하는 기법에 대해 논하고자 한다. 기존에도 곡사포의 사격오차를 예측하기 위한 분석기법은 있었지만, 오차에 관여하는 영향요소들에 대한 정보가 부족하여 활용이 제한되었다. 본 연구에서는 이런 문제를 해결하기 위해 누적된 시험이 수행된 기존 무기체계 시험결과를 활용하여, 오차의 원인이 되는 각 요소 값들을 역으로 산출하는 방식을 제안한다. 이 과정에서 항공공학 분야에서 흔히 사용되는 최적화 알고리즘을 이용한 입력계수 추출 방식을 도입하였다. 최적화 알고리즘으로는 CMA-ES라는 진화적 기법을 소개하며, 적용 결과에 대하여 해설하였다. 이런 과정을 통해 얻은 사격오차요인 값은 향후 신규 무기체계 개발에 있어 성능요구사항 산출에 사용될 수 있으며, 야전에서의 곡사포 정확도 향상에도 기여할 것으로 보인다.

• 한국시뮬레이션학회논문지
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• 제29권3호
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• pp.49-55
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• 2020

발사체의 사거리 증대는 중요한 성능개선 목표 중 하나이다. 일반적으로 발사체 비행탄두의 형상은 공기역학 및 구조적인 요소를 복합적으로 고려하여 선정한다. 몸체, 탄두부 및 탄미부 형상의 선정은 공기역학적 설계에 중요한 영향을 미친다. 발사체 비행탄두 형상의 주요 설계 요소는 공기역학적 항력이다. 공기역학적 항력은 발사체의 운동과 반대 방향으로 작용하는 공기역학적 힘이다. 준실험적 기법을 이용하여 탄두부, 탄미부 및 몸체 형상이 발사체의 공기역학적 특성에 미치는 영향을 분석하기 위한 연구를 수행하였다. 여러 가지 비행탄두 형상 변수에 대한 연구를 수행하였으며, 최대 사거리 성능 분석에는 탄도 모사분석 모델을 사용하였다. 발사체 비행탄두 형상 최적화를 이용한 사거리 증대 가능성을 분석하고, 형상 변수 최적화에 의한 사거리 증대 효과를 확인하였다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제20권2호
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• pp.61-66
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• 2015

In this study, an aero-acoustic analysis around pantograph of a high speed train is performed. Computational technique and grid system is validated with wind tunnel test result and unsteady acoustic pressure data are used for analyzing noise level of each part of pantograph. FLUENT is used for flow analysis and LES(Large Eddy Simulation) is applied for analyzing turbulent flow. For acoustic analysis, Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H) acoustics model is used and it bring the aero-acoustic characteristic of pantograph. As the result, contact strip, knee, substructure of pantograph is confirmed as a main source of aero-acoustic noise and it is dealt in various frequencies. The result is expected to help building improved grid system.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제17권5호
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• pp.54-59
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• 2014

The new high speed combi train prototype project was developed which named HSB. It runs over the speed of 330km/h. As the speed of the train exceeds over 300km/h, due to pressure change in tunnel, aerodynamic problems such as sudden drag increase, severe acoustic noise, passenger discomfort and tunnel pressure sonic boom were occurred. This aerodynamic characteristics in tunnel should be reviewed in early design state to enhance the performance and driving quality of new high speed train. In this paper, the aerodynamic characteristics in tunnel for HSB such as pressure waves in tunnel, a rate of pressure change in cabin and micro pressure wave that cause sonic boom outside tunnel are analyzed by 2D axisymmetric CFD simulations. The results are also compared with the value for ordinary high speed train like the KTX-Sancheon. It is helpful how to design the configuration of HSB train. Finally it shows that the HSB train was well designed in tunnel condition because all values fulfill the criterions on UIC code and Korean national regulations.

• 한국음향학회지
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• 제18권7호
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• pp.56-66
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• 1999

일반 내연기관이나 산업용로, 로켓 엔진 등의 기본적인 형상이라고 할 수 있는 관형 연소기에서 발생하는 연소 소음은 열-음향 되먹임 현상에 의해 야기되는 형태가 지배적이며. 심할 경우 시스템의 파괴를 야기할 수도 있는 중요한 문제이다. 본 연구에서는 열-음향 진동중에서도 열-기인 음향 진동으로 분류될 수 있는 현상에 초점을 맞추어 유동장, 음향장 및 연소 반응을 수치적으로 해석하여 여러 주어진 조건에 따른 정상적인 해석뿐만 아니라 음압 수준이나 기본 주파수 예측과 같은 정량적인 결과 도출을 효과적으로 수행할 수 있는 수치적 기법의 개발을 목적으로 하였다. 다양한 당량비를 가진 혼합기에 대해 수치 해석을 수행한 결과 실험 측정치의 경향과 잘 일치할 뿐만 아니라 정량적인 면에서도 상당히 정확한 예측을 할 수 있음을 확인하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제14권2호
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• pp.152-161
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• 2013

This paper presents a control effectiveness analysis of the hawkmoth Manduca sexta. A multibody dynamic model of the insect that considers the time-varying inertia of two flapping wings is established, based on measurement data from the real hawkmoth. A six-degree-of-freedom (6-DOF) multibody flight dynamics simulation environment is used to analyze the effectiveness of the control variables defined in a wing kinematics function. The aerodynamics from complex wing flapping motions is estimated by a blade element approach, including translational and rotational force coefficients derived from relevant experimental studies. Control characteristics of flight dynamics with respect to the changes of three angular degrees of freedom (stroke positional, feathering, and deviation angle) of the wing kinematics are investigated. Results show that the symmetric (asymmetric) wing kinematics change of each wing only affects the longitudinal (lateral) flight forces and moments, which implies that the longitudinal and lateral flight controls are decoupled. However, there are coupling effects within each plane of motion. In the longitudinal plane, pitch and forward/backward motion controls are coupled; in the lateral plane, roll and side-translation motion controls are coupled.