• 대한기계학회논문집
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• 제14권1호
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• pp.214-224
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• 1990

본 연구에서는 현 저자의 이전의 연구를 확장하여 균일한 열유속을 갖는 2상 기체-고체입자 위 방정식에서 축 방향의 열전달은 반경 방향의 열전달보다 작아 무시 하였으며, 복사 열전달은 기체와 입자 사이의 온도 차이가 적어 무시하였다. 방정식 중 $F_{px}$ 와 $F_{pr}$ 은 2상 사이의 상호작용에 의한 단위부피당 축방향과 반경방향 의 저항력이며, 수직관의 열전달 특성을 부하도와 상대 입자 크기 $d_{p}$/D를 변화시 켜 가면서 조사하는 것이다.다.

• 에너지공학
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• 제7권2호
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• pp.163-171
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• 1998

고분자 첨가물의 퇴화는 시험용액의 고온상태에서 증가된다. 합성고분자용액의 퇴화에 대해 시간에 따른 온도와 고분자 농도의 영향을 알아보기 위해 6$0^{\circ}C$, 8$0^{\circ}C$의 온도와 100, 200, 400, 600 ppm의 다양한 고분자 농도에 따라 폐회로방식으로 실험적인 연구를 하였다. 퇴화효과는 기계적 퇴화보다 온도에 더 의존적임이 밝혀졌다. 마찰계수와 레이놀즈 수의 관계는 레이놀즈 수가 5만부터 15만까지의 범위에서 레이놀즈 수가 증가함에 따라 마찰계수가 감소하고, 저온에서 마찰은 Vi가의 최대마찰저항감소 점근선에 접근한다는 것을 보인다. 일정한 유량과 온도에 대해, 높은 고분자 농도에서 퇴화효과가 더 작게 밝혀졌다. 일정한 유량과 고분자 농도에 대해서는 퇴화율이 주로 온도에 영향받는 것으로 밝혀졌다. 8$0^{\circ}C$의 온도, 100 ppm의 고분자 농도에서 4시간후에 마찰저항 감소효과가 없어졌다. 그러나, 열적퇴화는 고분자 분자들간의 결합력을 증가시켜 주는 것으로 생각되는 계면활성제 같은 추가적인 물질을 이용하여 극복할 수 있을 것이다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제18권3호
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• pp.545-550
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• 2017

대동맥이나 협착된 경동맥에서는 심장수축기에 간헐적으로 난류현상이 발생하고 있으며, 혈액의 점성특성으로 인해 기존 난류모델로는 정확한 해석이 어려운 실정이다. 혈류는 점탄성 유체의 성질을 가지고 있어 유체의 전단 변형률 증가에 따라 점도가 감소하는 점탄성 유체이며, 이러한 점탄성 유체는 난류 유동시 저항 감소 현상이 발생한다. 기존의 난류해석 모델들은 점성변화가 없는 뉴턴 유체에 적합한 모델들이 대부분이기 때문에, 점탄성 유체의 저항 감소 현상을 고려한 비뉴턴 유체 해석에 적합한 난류 모델개발이 필요하다. 본 논문은 난류 모델 가운데 수렴성이 좋고 해석시간이 짧은 표준 $k-{\varepsilon}$ 모델을 기반으로 저항 완충 함수를 이용하여 비뉴턴 유체의 저항감소 현상을 해석할 수 있는 수정된 난류모델을 제시하였으며, 이를 기존 난류모델들과 비교하여 제시된 난류 모델을 검증하였다. 새로 제시된 수정된 난류모델은 벽함수 및 점성저층을 고려하지 않았기 때문에 해석시간이 대폭적으로 감소하였으며, 적은 격자수를 이용하여 효율적으로 비뉴턴 유체의 난류 현상을 해석할 수 있기 때문에 향후 혈류해석 및 점탄성유체 해석에 적용할 예정이다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권3호
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• pp.228-239
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• 2016

CNUSAIL-1은 $4m^2$ 크기의 태양돛을 탑재한 3U 크기의 큐브위성이며, 주 임무는 지구 저궤도에서 태양돛을 성공적으로 전개하고 태양돛을 이용해 Drag Sail을 실현하는 것이다. 또한, 이에 따른 자세와 궤도에 대한 영향을 확인하는 임무를 수행한다. 본 논문에서는 CNUSAIL-1의 태양돛에 사용되는 박막과 붐의 재질과 물성치에 관련된 실험을 수행하며, 이를 통해 태양돛 박막의 반사율/투과율 요구도를 확인하고, 박막과 붐의 인장강도를 측정함으로서 지구 저궤도 환경에서의 돛 전개 시 발생가능 응력에 대한 안전성을 확인한다. 또한, 태양돛의 전개장치를 개발 제작하여 우주환경을 모사한 지상시험을 수행함으로서 태양돛 전개의 가능성을 검증하였으며, 태양돛의 탑재와 접기 방법에 따라 비교 전개하는 실험을 통하여 접기방법을 결정하고, Spiral spring 두께에 따른 전개실험과 각속도 시험을 수행하여 실제 전개 시에 생길 수 있는 위성체에 대한 영향성 등을 살펴보았다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1999년도 제13회 학술강연논문집
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• pp.33-33
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• 1999

The Coanda effect is the tendency for a fluid jet to atach itself to an adjacent surface and follow its contour without causing an appreciable flow separation. The jet is pulled onto the surface by the low pressure region which develops as entrainment pumps fluid from the region between the jet and the surface. Then the jet is held to the wall surface by the resulting radial pressure gradient which balance the inertial resistance of the jet to turning. The jet may attach to the surface and may be deflected through more than 180 dog, when the radius of the Coanda surface is sufficiently large compared to the height of the exhaust nozzle. However, if the radius of curvature is small, the jet turns through a smaller angle, or may not attach to the surface at all. In general, the limitations in size and weight of a device will limit the radius of the deflection surface. Thus much effort has been paid to improve the jet deflection in a variety of engineering fields. The Coanda effect has long been applied to improve aerodynamic characteristics, such as the drag/lift ratio of flight body, the engine exhaust plume thrust vectoring, and the aerofoil/wing circulation control. During the energy crisis of the seventies, the Coanda jet was applied to reduce vehicle drag and led to drag reductions of as much as about 30% for a trailer configuration. Recently a variety of industrial applications are exploiting another characteristics of the Coanda jets, mainly the enhanced turbulence levels and entrainment compared with conventional jet flows. Various industrial burners and combustors are based upon this principle. If the curvature of the Coanda surface is too great or the operating pressure too high, the jet flow will break away completely from the surface. This could have catastrophic consequences for a burner or combustor. Detailed understanding of the Coanda jet flow is essential to refine the design to maximize the enhanced entrainment in these applications.

• Ocean Systems Engineering
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• 제1권4호
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• pp.297-315
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• 2011

New applications of streamlined Autonomous Underwater Vehicles require an AUV capable of completing missions with both high-speed straight-line runs and slow maneuvers or station keeping tasks. At low, or zero, forward speeds, the AUV's control surfaces become ineffective. To improve an AUV's low speed maneuverability, while maintaining a low drag profile, through-body tunnel thrusters have become a popular addition to modern AUV systems. The effect of forward vehicle motion and sideslip on these types of thrusters is not well understood. In order to characterize these effects and to adapt existing tunnel thruster models to include them, an experimental system was constructed. This system includes a transverse tunnel thruster mounted in a streamlined AUV. A 6-axis load cell mounted internally was used to measure the thrust directly. The AUV was mounted in Memorial University of Newfoundland's tow tank, and several tests were run to characterize the effect of vehicle motion on the transient and steady state thruster performance. Finally, a thruster model was modified to include these effects.

• 대한조선학회논문집
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• 제45권3호
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• pp.280-287
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• 2008

In this paper, a mathematical model for a ship manoeuvring with low forward speed in shallow water was suggested. Based on the cross flow model with low forward speed in deep sea, hull, propeller and rudder models were modified to consider the shallow water effects. Static drift and PMM tests were performed to obtain the cross flow drag coefficients and hydrodynamic coefficients. To validate suggested mathematical model, numerical simulation results were compared with those of sea-trials. Through comparisons, it was concluded that suggested mathematical model could give proper estimation on turning test results.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.561-565
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• 2008

Generally, reaction wheels or thrusters are used for attitude control of a satellite. There is a potential method for the attitude control utilizing the plasma flow on the Low Earth Orbit. In the present study, experiments which simulate attitude control of a Low Earth Orbit Satellite using the ionosphere were conducted. In this experiment, a plasma flow was generated by a steady-state Hall type accelerator. However it is known that the Hall type accelerator, which is used as plasma source, produces a torque around its axis called "swirl torque". This torque would affect the attitude control in the above-mentioned experiments. First of all, we conducted the measurement of the swirl torque. Secondly, experiments using a satellite model with negative electrodes were conducted. The negative electrodes generated torque around the axis, and controlled the attitude of the satellite model by changing the applied voltage.

• 한국전산유체공학회지
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• 제20권2호
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• pp.16-22
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• 2015

The pressure is generally lower than that of the freestream at the base of a missile body due to the energy loss by the flow separation around the edge of the base. The base pressure changes in the presence of the thrust jet due to the interaction between the base flow of the missile and the jet flow. In this study, behavior of the missile base pressure by the change of the jet exit pressure and the freestream condition is investigated using the CFD(Computational Fluid Dynamics) method. Effects of the grid type and the freestream condition are tested. The results are compared with the semi-empirical predictions and the flight test data. The CFD results agree well with the flight test data. The semi-empirical predictions overestimate the base pressure when jet thrust is strong for low freestream speed.

• 한국전산유체공학회지
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• 제21권3호
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• pp.48-54
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• 2016

In the present work, numerical simulations were conducted on the scaled model of the BWB type UCAV in the subsonic region using ANSYS FLUENT V15. The prediction method was validated through comparison with experimental results and the effect of the twisted wing was investigated. To consider the transitional flow phenomenon, ${\gamma}$ transition model based on SST model was adopted. The coefficients of lift, drag and pitching moment were compared with experimental results and the pressure distribution and streamlines were investigated. The twisted wing decreases the lift force but increases lift-to-drag ratio through delay of stall and leading edge vortex's movement to the front, also the non-linearity of the pitching moment is decreased.