• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년 추계학술대회논문집
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• pp.92-96
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• 2008

For the Mach reflection of symmetric shock waves, only the wave configuration of an oMR(DiMR+DiMR) is theoretically admissible. For asymmetric shock waves, an oMR(DiMR+InMR) will be possible if the two slip layers assemble a convergent-divergent stream tube while an oMR(InMR+InMR) is absolutely impossible. In this paper, an overall Mach reflection configuration with double inverse MR patterns is confirmed using the CFD technique. Classical two- and three-shock theories are also applied for the theoretical analysis. In addition, oscillations of shock wave patterns are computed for the interaction of a hypersonic flow and double-wedge-like geometries.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2001년도 추계학술대회논문집B
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• pp.417-422
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• 2001

The shock structure of supersonic, dual, coaxial jet is experimentally investigated. Eight different kinds of coaxial, dual nozzles are employed to observe the major features of the near field shock structure of the supersonic, coaxial, dual jets. Four convergent-divergent supersonic nozzles having the Mach number of 2.0 and 3.0, and are used to compare the coaxial jet flows discharging from two sonic nozzles. The primary pressure ratio is changed in the range between 4.0 and 10.0 and the assistant jet pressure ratio from 1.0 to 4.0. The results obtained show that the impinging angle, nozzle geometry and pressure ratio significantly affect the near field shock structure, Mach disk location and Mach disk diameter. The annular shock system is found depending the assistant and primary jet pressure ratios.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2004년도 춘계학술대회
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• pp.2023-2028
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• 2004

The effects of nozzle-lip thickness on the relationship between screech tone and broadband shock-associated noise were experimentally investigated using a convergent-divergent nozzle with a design Mach number of 2.0. Overall sound pressure levels (OASPL) and noise spectra were obtained at far-field locations. Schlieren optical system was used to visualize the flow-fields of supersonic jets. A baffle plate was installed at the exit of the nozzle and its size was varied to obtain different nozzle-lip thicknesses. Experiment was carried out over a wide range of nozzle pressure ratios from 2.0 and 18.0, which corresponds to over- and under-expanded conditions. The results obtained clearly show that the screech tones are influenced by the nozzle-lip thickness. It is found that the screech tone and its peak amplitude are strongly dependent on whether the jet is over-expanded and under-expanded at the nozzle exit.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2004년도 춘계학술대회
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• pp.1637-1642
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• 2004

Experimental and computational studies were performed to investigate the effectiveness of a thrust vectoring method using a counterflow concept. A shadowgraph method was used to visualize the supersonic jet expanded from a two-dimensional convergent-divergent nozzle and deflected by a now suction. The primary nozzle pressure and suction nozzle pressure ratios are varied between 3.0 and 5.0, and between 0.2 and 1.0 respectively. The present experimental and computational results showed that, for a given primary nozzle pressure ratio, a decrease in the suction nozzle pressure ratio produced an increased thrust vector angle, and during the change processes of the suction pressure, a hysteresis effect of the thrust vectoring was found through the wall pressure distributions.

• 한국가시화정보학회지
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• 제21권2호
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• pp.91-101
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• 2023

In this study, we investigated how the performance of a Venturi changes when a hemispherical bump is applied to the divergent part of the Venturi tube and what causes the performance difference. The Venturi-tunnel experiment was conducted in the Reynolds number range of 0.2 × 10⁵ - 1.2 × 10⁵ and cavitation number range of 0.9 - 10. The bump was found to reduce the pressure loss coefficient and increase the discharge coefficient by shortening the cavitation length. The decrease in the cavitation length by the bump was explained by the strengthening of the re-entrant jet. The wake generated from the hemispherical bump seems to increase the adverse pressure gradient on the Venturi surface, thereby strengthening the re-entrant jet.

• 한국추진공학회지
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• 제27권1호
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• pp.37-48
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• 2023

본 연구에서는 정상 상태 및 천이 상태에 따른 항공기용 터보팬 엔진의 성능해석 모델링을 수행하였다. 대상 엔진은 Pratt & Whitney 사의 F100-PW-229으로 선정하여 팬, 고압 압축기, 연소기, 고압터빈, 저압 터빈, Mixer, 수축-확산형 노즐 등의 구성품을 모델링하였다. 또한, 이차 유로를 통한 터빈에서의 냉각 효과를 적용하였다. Simulink를 이용하여 터보팬 엔진 성능해석 프로그램을 자체 개발함에 따라 해석의 자유도가 높으며, 엔진 제어기 설계에 활용이 용이한 구성의 성능해석 프로그램을 개발하였다. 개발된 성능해석 프로그램은 상용 프로그램인 GASTURB 해석 결과와의 비교를 통하여 검증하였다.

• 한국지구과학회지
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• 제37권2호
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• pp.107-116
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• 2016

전구영역 수치모델을 이용하여 순압 로스비-하우어비츠 파동의 안정성을 조사하였다. 본 연구에서 조사한 로스비-하우어비츠 파동은 강체 회전하는 동서 기본류와 유한한 진폭을 가지는 구면조화 파동으로 구성된다. 로스비-하우어비츠 파동은 강체 회전하는 동서 평균류의 강도에 따라 정상 또는 비정상의 구조로 나타난다. 수치 실험을 통해 임의의 다른 두 시간에서 섭동장의 진폭을 비교하여 파동의 안정성뿐만 아니라 성장률을 결정하였다. 로스비-하우어비츠 파동의 불안정 모드는 다양한 동서 파수 성분이 결합된 형태로 나타났다. 파동의 속도가 느린 지역에서 와도 섭동장은 불연속적인 형태를 보이는데, 이는 모델의 수평 해상도와 관계가 없는 것으로 밝혀졌다. 푸리에-유한 요소 모델에서 더 이른 적분 시간에 불안정 모드가 나타났는데, 이는 구면조화 스펙트럴 모델 대비 더 낮은 수치 정확도를 가지기 때문인 것으로 보인다. 모델의 전체적인 정확도를 고려하여, 불안정 모드가 구면 조화 파동을 전체적으로 지배하기 시작하는 시간을 추정하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제25권4호
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• pp.415-424
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• 2008

곽영실 등(2008)의 연구로부터 고위도 하부 열권의 평균 수평바람 형태는 발산적인 흐름보다는 회전적인 흐름에 더 강하게 지배된다는 것이 확인되었다. 이 연구에서는, 곽영실 등(2008)의 연구의 연장으로, 회전적인 흐름의 척도인 소용돌이도(vorticity)를 유지시켜주는 강제(forcing)항들을 정량화하고 서로 비교 분석함으로써, 고위도 하부 열권에서의 전체 수평 바람장의 강한 회전 흐름을 유발시키는 주된 물리적인 과정을 규명하였다. 이 연구를 위하여 미 국립대기연구소(NCAR)의 열권-이온권 전기역학적 대순환 모델(Thermosphere-ionosphere Electrodynamic General Circulation Model, TIEGCM)을 이용하였다. 고위도 하부 열권의 소용돌이의 변화를 결정하고 유지시켜 주는 주된 강제항은 이온항력(ion drag)항과 수평 이류(horizontal advection)항으로 확인되었다. 늘림(stretching)항 또한 뚜렷한 기여를 하는 것으로 확인되었다. 소용돌이도 강제에 대한 IMF의 영향이 고도 105-110km부근까지 뚜렷하게 나타남이 확인되었다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제32권5호
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• pp.342-350
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• 2008

The effects of combustion instability on flow structure and flame dynamics with the inlet configurations in a model gas turbine combustor were investigated using large eddy simulation (LES). A G-equation flamelet model was employed to simulate the unsteady flame behaviors. As a result of mean flow field, the change of divergent half angle($\alpha$) at combustor inlet results in variations in the size and shape of the central toroidal recirculation (CTRZ) as well as the flame length by changing corner recirculation zone (CRZ). The case of ${\alpha}=45^{\circ}$ show smaller size and upstream location of CTRZ than those of $90^{\circ}$ and $30^{\circ}$ by the development of higher swirl velocity. The flame length in the case of ${\alpha}=45^{\circ}$ is shorter than other cases, while the case of ${\alpha}=30^{\circ}$ yields the longest flame length due to the decrease of effective reactive area with the absence of CRZ. Through the analysis of pressure fluctuation, it was identified that the case of ${\alpha}=45^{\circ}$ shows the largest damping effect of pressure oscillation in all configurations and brings in the noise reduction of 2.97dB, compared to that of ${\alpha}=30^{\circ}$ having the largest pressure oscillation. These reasons were discussed in detail through the analysis of unsteady phenomena related to recirculation zone and flame surface. Finally the effects of flame-acoustic interaction were evaluated using local Rayleigh parameter.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.604-605
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• 2017

본 연구는 C-D 노즐로부터 발생하는 초음속 제트 유동을 가시화하는데 목표가 있다. 본 실험에서 PIV를 이용하여 정량적인 제트의 결과를 얻어 쉴리렌 기법을 통해 얻은 정성적 결과와 비교하여 나타내었다. 컬러 쉴리렌은 $0.5{\mu}s$의 스파크 광원을 이용하였다. $M_d=2.0,2.2$의 C-D 노즐에 대해 다양한 압력비($p_0/p_b=5$, 6, 7, 8)를 적용하여 발생하는 제트에 대해 가시화 실험을 수행하였다. 가시화 결과, 제트의 주된 특성인 과팽창 제트, 부족팽창 제트, 음파 등이 관측 되었다.