• International Journal of Fluid Machinery and Systems
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• 제2권3호
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• pp.232-238
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• 2009

Unlike usual turbopump inducers, the axial flow pump tested operates very stably at design flow rate without rotating cavitation nor cavitation surge. Flow visualization suggests that this is because the tip cavity smoothly extends into the flow passage without the interaction with the leading edge of the next blade. However, at low flow rate and low cavitation number, choked surge and rotating choke were observed. Their correlation with the performance curve under cavitation is discussed and their instantaneous flow fields are shown.

• 한국전산유체공학회지
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• 제15권4호
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• pp.60-66
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• 2010

Unsteady Reynolds Averaged Navier-Stokes(URANS) and Large Eddy Simulation(LES) simulation of an axial flow fan are calculated upon same conditions and computational grids in order to study aeroacoustic noise of an axial flow fan numerically. Results of computed performance and predicted noise are compared with those of measurement. Both performances show accurate results with a significant difference of less than 5%. However, noise of LES result is more close to measured noise qualitatively than URANS. Levels of tonal noises of both LES and URANS are quite similar with those of measured at BPF(Blade Passing Frequency) in sound spectrum. However, as leading edge separation and tip vortex shedding phenomena of LES are showed more clearly than those of URANS, sound level of broadband noise of LES corresponds better than that of URANS, especially.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
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• pp.228-231
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• 2008

Flow fields of a transonic centrifugal compressor are calculated using the commercial CFD code, CFX-TASCflow. Due to the transonic inlet condition, interactions between the shock wave and boundary layers and between the shock wave and tip leakage vortices generate complex flow structures and extra losses. The calculated results show that strong secondary flows due to high curvature and high rotational speed of the impeller. And streamlines near suction surface show that strong radially upward flow develops after the shock between the leading edge locations of main blade and splitter.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권11호
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• pp.74-79
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• 2005

액체로켓용 터보펌프 인듀서의 성능향상을 위해서 전진익형 인듀서를 설계하고 유동해석하였다. 전진익형 인듀서의 경우 형상의 특징상 후진익형 인듀서에 비해서 짧은 축길이에도 상대적으로 큰 익단 현절비를 가지고 있으며, 큰 현절비에서도 불구하고 수력효율의 저하가 없었다. 또한 전진익형 인듀서의 경우 일반적인 후진익형 인듀서에 비해서 인듀서 입구에서 발생하는 역류의 크기가 작고, 또한 인듀서 블레이드 팁에서의 국부적인 저압영역이 작은 영역에서 발생하는 것이 관찰되었다. 따라서 전진익형 인듀서의 경우 인듀서 입구의 정압이 높아서 흡입성능의 향상이 있을 것으로 판단되었다. 후진익형 인듀서의 경우 허브의 블레이드가 입구 유동을 교란하여 입구 역류가 커지지만, 후진익형 인듀서의 경우 이러한 교란효과가 없기 때문에 역류가 줄어든 것으로 나타났다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.25-34
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• 2008

In this paper, three-dimensional multiblade row unsteady Navier-Stokes simulations at a hot streak temperature ratio of 2.0 have been performed to reveal the effects of rotor tip clearance on the inlet hot streak migration characteristics in low pressure stage of a Vaneless Counter-Rotating Turbine. The hot streak is circular in shape with a diameter equal to 25% of the high pressure turbine stator span. The hot streak center is located at 50% of the span and the leading edge of the high pressure turbine stator. The tip clearance size studied in this paper is 2.0mm(2.59% high pressure turbine rotor height, and 2.09% low pressure turbine rotor height). The numerical results show that the hot streak is not mixed out by the time it reaches the exit of high pressure turbine rotor. The separation of colder and hotter fluid is observed at the inlet of low pressure turbine rotor. Most of hotter fluid migrates towards the rotor pressure surface, and only little hotter fluid migrates to the rotor suction surface when it convects into the low pressure turbine rotor. And the hotter fluid migrated to the tip region of the high pressure turbine rotor impinges on the leading edge of the low pressure turbine rotor after it goes through the high pressure turbine rotor. The migration of the hotter fluid directly results in very high heat load at the leading edge of the low pressure turbine rotor. The migration characteristics of the hot streak in the low pressure turbine rotor are dominated by the combined effects of secondary flow and leakage flow at the tip clearance. The leakage flow trends to drive the hotter fluid towards the blade tip on the pressure surface and to the hub on the suction surface, even partial hotter fluid near the pressure surface is also driven to the rotor suction surface through the tip clearance. Compared with the case without rotor tip clearance, the heat load of the low pressure turbine rotor is intensified due to the effects of the leakage flow. And the numerical results also indicate that the leakage flow effect trends to increase the low pressure turbine rotor outlet temperature at the tip region.

• 대한조선학회논문집
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• 제34권1호
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• pp.11-23
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• 1997

본 논문은 선박용 프로펠러 날개단면의 개발 과정을 다루고 있다. 2차원 날개단면의 유체역학적 특성은 캠버 및 두께 분포, 앞날 반경 등 기하학적 형상에 따라 달라진다. 2차원 날개단면 주위의 전 유장을 난류로 고려한 후 해석하기 위해 유한 체적법에 의한 Reynoles time averaged Navier-Stockes 방정식을 이용한 수치해석 기법을 개발하였다. 본 연구에서는 날개단aus 표면에 보다 많은 계산점을 주면서도 받음각의 변화에도 격자계 생성이 용이한 O-Type 격자계를 채택하였고, 전 유동장은 k-${\varepsilon}$ 난류 모형을 적용하여 해석하였다. 본 연구에서 개발된 수치해석 기법은 NACA0012의 실험 결과와 비교하여 계산 정도를 확인하였다. 본 연구에서는 낮은 항력을 갖는 고효율 날개단면 개발을 목표로, 항력이 양호한 날개단면은 공동 터널에서 양력, 항력 및 공동 특성 실험을 수행하였으며, 수치 해석 결과와도 비교하였다. 본 연구를 통하여 개발된 2차원 날개단면 해석용 수치 유체역학 코드는 실험 결과와 잘 일치하고 있음을 알 수 있었다. 이상의 과정을 통하여 기존의의 날개단면인 NACA66 두께 분포와 a=0.8 mean line 캠버를 갖는 KH13보다 효율뿐만 아니라 공동 특성도 우수한 단면인 KH28을 개발할 수 있었다. 새로운 날개 단면인 KH28은 선박용 프로펠러에 적용하기 위한 연구가 지속되어야 하며, 한편 낮은 받음각에서 양-항력 추정의 정확도를 높이기 위해서는 개발된 수치해석 코드에 2-경계층 모형이 적용되어야 할 것으로 본다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제20권8호
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• pp.8-14
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• 2019

조류 충돌은 항공 운항에서 안전에 관한 가장 중요한 설계 요인이며 고정익 및 회전익 항공기에 심각한 손상을 가하는 원인 중 하나로 분류된다. 본 연구를 통해 조류 충돌 과정을 오일러-라그랑지안 기법을 적용하여 헬리콥터에 장착된 복합재 블레이드의 응답을 MSC.DYTRAN 소프트웨어로 모사하였다. 임의의 라그랑지안 오일러리안(ALE) 방법과 적절한 상태 방정식을 선정하여 조류 모델링에 적용하여 복합재로 구성된 로터 블레이드의 앞전의 조류충돌 구조 건전성을 입증하였다. 조류충돌 해석을 적용하기 위해서 블레이드 앞전 물성치와 조류의 강도와 물성의 차이가 크기 때문에, 충돌 후 조류의 파편을 유체로 가정하여 Euler 요소로 적용하였다. 조류충돌 해석을 통해 설계된 로터 블레이드의 앞전 구조는 조류 충돌에 대해 새의 크기(50.8mm)를 적용하여 TSAI-FILL 파괴기준으로 1.18의 여유마진을 확인하였다. 복합재 블레이드의 조류충돌 해석 결과는 충분히 신뢰성을 가진 것으로 평가되며 다양한 해석조건으로 시험을 대체할 것으로 평가할 수 있다. 향후 제시된 방법으로 다양한 하중 조건, 다양한 조류 모델링을 적용하여 로터 블레이드의 구조 안정성을 평가할 수 있다.

• 대한기계학회논문집
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• 제18권3호
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• pp.645-652
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• 1994

The leading edge of a turbine blade was simulated as a circular cylindrical surface. The effect of free-stream turbulence on the mass transfer upstream of the injectionhole has been investigated experimentally. The effects of injection location, blowing ratio on the Sherwood number distribution were examined as well. The mass transfer coefficients were measured by a naphthalene sublimation technique. The free-stream Reynolds number based on the cylinder diameter is 53,000. Other conditions investigated are: free-stream turbulence intensities of 3.9% and 8.0%, injection locations of $40^{\circ}$, $50^{\circ}$, and $60^{\circ}$ from the front stagnation point of the cylinder, and blowing ratios of 0.5 and 1.0. The role of the horseshoe vortex formed upstream edge of the injected jet is dicussed in detail. When the blowing ratio is unity, and the coolant jet is injected at $40^{\circ}$, the mass transfer upstream of the jet is not affected by the coolant jet at all. On the other hand, when the injection hole is located beyond $50^{\circ}$, the mass transfer upstream edge of the injection hole suddenly increases due to the formation of the horseshoe vortex, but it dereases as the free-stream turbulence intensity increases because the strength of the horseshoe vortex structure becomes weakened. The role of the horseshoe vortex is clearly evidenced by placing a rigid rod at the injection hole instead of issuing the jet. In the case of the rigid rod, the spanwise Sherwood number upstream of the injection hole is much larger due to the intense influence of the horseshoe vortex.

• Journal of Biosystems Engineering
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• 제31권4호
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• pp.342-348
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• 2006

Aerial application using an unmanned agricultural helicopter became necessary for both labor saving and timely spraying. In the previous paper, a rotor system was developed and lift capability was evaluated. The experimental results were compared with simulated predictions using the CFD-ACE program. From the simulation, the relative velocity on the top surface of the blade airfoil increased, resulting in the pressure drop. The CFD analyses were revealed that a drag resistance on the leading edge of the airfoil, a wake at the trailing edge, and a positive pressure underneath the bottom surface were observed. As the results of the simulation, total lifts of 56.8, 74.4 and $95.0kg_f$ were obtained at the 6, 8 and $10^{\circ}$ of AAT (angle of attack), respectively. The simulation results agreed reasonably up to $10^{\circ}$ of AAT. However, at a greater AAT $(<12^{\circ})$ the simulated total lift continuously increased to $105kg_f$, comparing with a decreasing experimental total lift due to the lack of engine power. At a stiff angle of $18^{\circ}$ AAT, a wake was observed at the trailing edge of the airfoil. A rated operating condition determined from the previous paper was also verified through the simulation.

• 한국추진공학회지
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• 제24권5호
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• pp.43-55
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• 2020

가스터빈 블레이드의 핀-휜 배열의 냉각 성능을 향상시키기 위하여 분절핀을 설치하여 효과를 분석하였다. 분절핀의 위치에 따른 유동 및 열전달 특성 변화를 수치해석을 통해 분석하였다. 분절핀이 설치되지 않은 엇갈림 핀-휜 배열인 기존형상 와 분절핀이 X₂/D_p=1.25 간격 떨어진 분절핀적용형상 1과 X₃/D_p=1.75 간격 떨어진 분절핀적용형상 2 를 비교하였다. 해석 결과 분절핀의 설치로 인해 핀-휜 배열 전단부에서 발생하는 말발굽와류의 세기가 강화되는 것을 확인하였다. 또한 핀-휜 배열 후단부에서 발생하는 멤돌이 와류의 세기가 약해지는 것을 확인하였다. 이로 인해 바닥면의 열전달 분포가 크게 상승하는 것을 확인 하였다. 반면 분절핀의 설치로 인해 압력손실은 증가하였으나, 열성능계수는 분절핀 적용형상 2 에서 최대 23.8% 가량 증가하는 것을 확인하였다. 이를 통해 향후 가스터빈 핀-휜 냉각 유로 설계 시 분절핀을 설치하면 냉각 성능이 증대 될 것으로 판단된다.