• International Journal of Naval Architecture and Ocean Engineering
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• 제2권2호
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• pp.75-86
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• 2010

In this work the possibility of obtaining a rectilinear motion of bodies partially or totally submerged without using propellers is evaluated. The system propulsion is based on a pair of counter rotating masses that generate the thrust. The fluid-body system has been schematized in order to carry out a very simple model. Using this model an evaluation of the body motion along a longitudinal direction was performed. The motion equations of the system were written and integrated. The external forces applied to the body depend on its velocity in relation to the water. These forces were obtained by fluid dynamic simulations. Regarding the mechanical configuration suggested, the results obtained show that a certain displacement of the body along a fixed direction is obtainable.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권10호
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• pp.984-991
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• 2009

본 연구에서는 충격파 및 유동박리효과를 고려하여 항공기 동체-날개 형상(DLR-F4)에 대한 천음속 공탄성 응답해석을 수행하였다. 시간 영역에서 전산유체역학, 유한요소모델 및 전산구조동역학 기법을 활용한 유체-구조 연계시스템을 적용하여 공탄성 해석을 수행 하였으며, 이를 이용하여 비행체의 설계에 정확하고 유용한 결과를 제시할 수 있다. 천음속 영역에서 항공기 동체-날개 형상에 대해 비선형 비정상 공력해석을 수행하기 위하여 6면체 구조 격자를 생성하였고, Navier-Stokes 방정식을 적용하였다. 항공기 동체-날개 형상의 정적 및 동적 공탄성 응답 특성을 파악하였고, 항공기 설계 및 시험 연구자에게 실제적이고 유용한 결과를 제시할 수 있다.

• 한국가시화정보학회:학술대회논문집
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• 한국가시화정보학회 2004년도 추계학술대회 논문집
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• pp.26-29
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• 2004

In this paper, we report the numerical and experimental solutions of the dynamic characteristics of a vortex ring in a circular cylinder generated by impinging a fluid blob from a hole on the bottom wall of the cylinder. We managed to visualize successfully the flow pattern shown on the vertical and horizontal planes by using a specially designed optical apparatus. Results of three-dimensional computation for the flow are shown to be in a satisfactory agreement with the experimental ones. We also report the experimental results which show a breaking of the axi-symmetric pattern after the vortex touches the free surface.

• 한국음향학회지
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• 제39권4호
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• pp.364-370
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• 2020

우주 발사체의 초음속 플룸으로부터 발생하는 고강도 소음은 발사체에 음향하중으로 작용하여 전장품이나 탑재 위성의 오작동 및 고장을 유발한다. 음향하중을 발생시키는 로켓/제트소음의 예측은 초음속 난류 유동(소음원) 예측을 위한 전산유체해석과 음향(소음 전파) 해석이 결합된 모델이 주로 사용된다. 이때, 유동해석 시 계산영역 경계면에서 발생하는 반사파 아티팩트를 제거하기 위해 경계조건 외에 추가적으로 흡수층(sponge layer)과 같은 모델링이 적용된다. 하지만, 해석 대상에 따라 흡수층의 파라미터 최적화 연구가 선행되어야 하고 더 큰 계산 영역을 필요로 하기 때문에, 이는 해석시간 증가의 주요 요인이 된다. 이에 본 논문에서는 계산효율을 증대시키기 위해 흡수층 대신 유동해석 결과에 존재하는 반사파 아티팩트를 두 개의 마이크로폰 기법을 기반으로 하여 제거하는 방법을 처음으로 제안하고, 이를 실제 소형 초음속 제트소음 해석 결과에 적용하였다.

• 대한토목학회논문집
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• 제33권2호
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• pp.739-748
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• 2013

본 연구에서는 고속도로 주행차량에 의해 인공적으로 발생하는 유도풍 해석을 CFD(Computation Fluid Dynamics)를 활용하여 수행하였다. 차량의 주행은 단독주행과 양방향으로 교행하는 경우에 대하여 해석을 하였으며, 차량의 공기역학적 특성보다는 중앙분리대 상부에 형성되는 유도풍에 집중하여 해석을 수행하였다. 주행차량의 유도풍 해석 결과 주행속도 50km/h인 경우 유도풍의 크기는 최대 2.2m/s, 90km/h는 4.0m/s, 120km/h는 5.3m/s인 것으로 검토되었으며, 차량주행속도 120km/h(33.3m/s)에 비해 약 2.0m 이격된 중앙분리대 상부 1.0m에서는 5.3m/s로 약 84%의 약화된 유도풍이 작용하였다. 차량의 유도풍은 차량이 통과하는 아주 짧은 시간만 유지되었다. 본 연구에서 주행차량의 유도풍 크기 분석을 통해 소형풍력기를 이용한 풍력발전이 가능할 것으로 판단되었다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제10권4호
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• pp.12-19
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• 2007

In this study, nonlinear flow-induced vibration(flutter) analyses of a 2-DOF launch vehicle airfoil have been conducted in supersonic and hypersonic flow regimes. Advanced aeroelastic analysis system based on computational fluid dynamics and computational structural dynamics is successfully developed and applied to the present analyses. Nonlinear unsteady aerodynamic analyses considering strong shock wave motions are conducted using inviscid Euler equations. Aeroelastic governing equations for the 2-DOF airfoil system is solved by the coupled integration method with interactive CFD and CSD computation procedures. Typical wedge type airfoil shapes with initial angle-of-attacks are considered to investigate the nonlinear flutter characteristics in supersonic(15). Also, the comparison of detailed aeroelastic responses are practically presented as numerical results.

• Advances in Computational Design
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• 제6권1호
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• pp.31-42
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• 2021

This research aims to demonstrate the optimal geometrical design of splayed multiple cross-sectional pin fin heat sinks (SMCSPFHS), which are a type of side-inlet-side-outlet heat sink (SISOHS). The optimiser strength Pareto evolutionary algorithm2 (SPEA2)is employed to explore a set of Pareto optimalsolutions. Objective functions are the fan pumping power and junction temperature. Function evaluations can be accomplished using computational fluid dynamics(CFD) analysis. Design variablesinclude pin cross-sectional areas, the number of fins, fin pitch, thickness of heatsink base, inlet air speed, fin heights, and fin orientations with respect to the base. Design constraints are defined in such a way as to make a heat sink usable and easy to manufacture. The optimum results obtained from SPEA2 are compared with the straight pin fin design results obtained from hybrid population-based incremental learning and differential evolution (PBIL-DE), SPEA2, and an unrestricted population size evolutionary multiobjective optimisation algorithm (UPSEMOA). The results indicate that the splayed pin-fin design using SPEA2 issuperiorto those reported in the literature.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권10호
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• pp.791-797
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• 2018

본 연구에서는, 충격파 터널을 이용하여 한국형발사체의 발사 후 마하수 6을 돌파하는 고도 65 km에서의 고공환경모사 연구를 수행하였다. 시험모델을 고정하는 지지대로 인한 유동교란 최소화를 위해 여러 다른 지지대 형상을 고려하였으며, 교란이 최소화된 지지대를 적용한 추력기 시험모델을 사용하여 단발-플룸의 추진기관을 포함한 고공환경모사 실험을 수행하였다. 가시화기법을 통한 추력기 시험을 통해 충격파 패턴뿐만 아니라 배기 플룸과 자유류 유동 간의 상호작용으로 발생하는 전반적인 유동 패턴을 실험적으로 확인하였다. 전산해석결과와 실험결과와의 비교를 통해 선단에서의 충격파 위치는 동일, 후단과 노즐부에서는 불필요 충격파로 인한 ${\pm}7%$의 오차 발생이 확인되었다.