• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 1999년도 유체기계 연구개발 발표회 논문집
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• pp.179-186
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• 1999

Three-dimensional flow analysis is implemented to investigate the flow through transonic axial-flow compressor rotor(NASA R67), and to evaluate the performances of k-$\epsilon$ and Baldwin-Lomax turbulence models. A finite volume method is used for spatial discretization. And, the equations are solved implicitly in time with the use of approximate factorization. Upwind difference scheme is used for inviscid terms, but viscous terms are centrally differenced. The flux-difference-splitting of Roe is used to obtain fluxes at the cell faces. Numerical analysis is performed near peak efficiency and near stall. And, the results are compared with the experimental data for NASA R67 rotor. Blade-to-Blade Mach number distributions are compared to confirm the accuracy of the code. From the results, we conclude that k-$\epsilon$ model is better for the calculation of flow rate and efficiency than Baldwin-Lomax model. But, the predictions for Mach number and shock structure are almost same.

• 한국가시화정보학회:학술대회논문집
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• 한국가시화정보학회 2002년도 추계학술대회 논문집
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• pp.109-112
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• 2002

The supersonic jet discharging from a petal nozzle is known to enhance mixing effect with the surrounding gas because it produces strong longitudinal vortices due to the velocity difference from both the major and minor axes of petal nozzle. In the present study, the supersonic free jet discharging from the petal nozzle is investigated experimentally. The nozzles used are 4, 6, and 8 lobed petal nozzles with a design Mach number of 1.7, and the flow fields are compared with a circular nozzle with the same design Mach number. The pitot impact pressures are measured using a fine pilot probe. The flow fields are visualized using a Schlieren optical method. The results show that the petal nozzle has more increased supersonic length compared with the circular jet.

• 한국추진공학회지
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• 제4권4호
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• pp.42-49
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• 2000

초음속 자유유동에 수직으로 분사되는 초음속 제트유동장을 모사하기 위하여 2차원 Navier-Stokes 방정식과 여러 가지 난류모델을 적용하여 수치계산을 수행하였다. 본 연구에서는 주유동과 분사유동의 압력비와 주유동의 마하수를 변화시켜 두 혼합유동의 특성을 조사하였다. 본 연구의 결과로부터 두 유동의 압력비가 증가할수록 주유동의 박리위치와 재부착 위치는 각각 상류와 하류로 이동하였으며 마하 디스크 높이는 압력비가 증가할수록, 분사유통의 마하수가 감소할수록 증가하였다.

• 천문학회보
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• 제45권1호
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• pp.52.1-52.1
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• 2020

We propose semi-analytic models for the electron momentum distribution in weak shocks that accounts for both in situ acceleration and reacceleration through diffusive shock acceleration (DSA). In the former case, a small fraction of incoming electrons is assumed to be reflected at the shock ramp and pre-accelerated to the so-called injection momentum, pinj, above which particles can diffuse across the shock transition and participate in the DSA process. This leads to the DSA power-law distribution extending from the smallest momentum of reflected electrons, pref, all the way to the cutoff momentum, peq, constrained by radiative cooling. In the latter case, fossil electrons, specified by a power-law spectrum with a cutoff, are assumed to be re-accelerated from pref up to peq via DSA. We show that, in the in situ acceleration model, the amplitude of radio synchrotron emission depends strongly on the shock Mach number, whereas it varies rather weakly in the re-acceleration model.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2003년도 The Fifth Asian Computational Fluid Dynamics Conference
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• pp.80-81
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• 2003

• 항공우주기술
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• 제8권1호
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• pp.32-41
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• 2009

본 연구에서는 한국형기동헬기(KUH) 주로터 블레이드의 축소 설계를 수행하였다. 축소 모델은 공력하중, 익단 와류 및 소음원 측정 시험을 위해 설계되었다. 실제 로터와 동일한 공력 하중을 모사하기 위하여 마하스케일링 기법이 적용되었다. 마하스케일 모델은 블레이드의 익단 마하수가 동일하며, 정규화된 진동수 또한 동일하다. 즉, 마하스케일된 모델은 공력하중 및 구조동역학적 과점에서 상사된 모델이다. 공기역학적 축소과정은 외형 치수의 축소와 회전수의 증가를 통해 완료된다. 구조동역학적 측면에서는 블레이드 단면 설계를 통해 생성된 강성 및 관성 분포가 실제 로터의 회전고유진동수 분포를 나타내는지 확인하는 과정을 통해 완료된다. 본 연구에서는 국내에서 수급 가능한 복합재 프리프레그를 이용한 블레이드 단면 설계를 수행하고, 설계된 모델의 동역학적 특성을 고찰하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2004년도 춘계 학술대회논문집
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• pp.146-153
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• 2004

The Numerical study has been carried out to investigate the effects of chemical reaction and thermal radiation on the rocket plume flow-field at various altitudes. The theoretical formulation is based on the Navier-Stokes equations for compressible flows along with the infinitely fast chemistry and thermal radiation. The governing equations were solved by a finite volume fully-implicit TVD(Total Variation Diminishing) code which uses Roe's approximate Riemann solver and MUSCL(Monotone Upstream-centered Schemes for Conservation Laws) scheme. LU-SGS (Lower Upper Symmetric Gauss Seidel) method is used for the implicit solution strategy. An equilibrium chemistry module for hydrocarbon mixture with detailed thermo-chemical properties and a thermal radiation module for optically thin media were incorporated with the fluid dynamics code. In this study, kerosene-fueled rocket was assumed operating at O/F ratio of 2.34 with a nozzle expansion ratio of 6.14. Flight conditions considered were Mach number zero at ground level, Mach number 1.16 at altitude 5.06km and Mach number 2.9 at altitude 17.34km. Numerical results gave the understandings on the detailed plume structures at different altitude conditions. The diffusive effect of the thermal radiation on temperature field and the effect of chemical recombination during the expansion process could be also understood. By comparing the results from frozen flow and infinitely fast chemistry assumptions, the excess temperature of the exhaust gas resulting from the chemical recombination seems to be significant and cannot be neglected in the view point of performance, thermal protection and flow physics.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권11호
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• pp.65-73
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• 2005

천음속 미교란 모델과 1단계 1차 Arrhenius 화학반응식을 이용하여 반응유체의 압축성 유동에 대하여 연구하였다. 유체 유동은 적은 열방출을 수반하는 희박 예혼합 반응에 국한시켰다. 천음속 연소에 끼치는 채널형상과 채널입구 마하수의 영향 등을 수치해석을 이용하여 조사하였다. 수치결과에서 채널확대는 주어진 채널길이 내에서 화학반응을 증가시키고 있음에 반하여 채널수축은 출구 근처에서 화학반응을 억제시키고 있음을 보여주고 있다. 확대형 채널 내에서 입구유동 마하수 증가는 고정된 반응속도에서 유동을 가속시켰으며 불활성 유체 경우에는 나타나지 않는 약한 충격파가 나타났다. 또한 확대형 채널 출구 근처의 압력과 온도를 증가시키고 주어진 채널길이 내에서 반응체의 소비를 도와준다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권2호
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• pp.27-34
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• 2014

넓은 비행마하수와 받음각 기동 조건에서 고정된 형상을 가지는 초음속 흡입구에 안정되고 높은 압축비의 공기를 공급할 수 있는 제어기법을 제안하였다. 다양한 선행연구 결과 분석을 통하여 가장 현실적으로 적용하기에 용이한 제어변수를 도출하였고, 이를 비행조건에서 스케줄링 하여 사용할 수 있는 방법을 제시하였다. 제안된 스케줄링 및 흡입구 전압력 회복율 제어기를 추진기관 모델과 결합하여 시뮬레이션 함으로써 다른 제어변수에 비해 광범위한 비행영역에서 운용하기에 적합한 방법임을 보였다. 아울러 다양한 비행 조건에서의 제어기의 안정화 및 추종 성능을 시뮬레이션 함으로써 엔진의 동적 특성과 비행 기동역학 및 외란에 의해 나타나는 특성에 대해 살펴보았다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.699-702
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• 2004

In this study, the affect of mounting axisymmetrical supersonic inlet to airfoil, which has 65 degree swept angle was numerically investigated. The parameter for this calculation are tree stream Mach number M=2.0 and 2.5, the distance between inlet spike and airfoil lower surface $L_{sw}$/$R_{cowl}$ = 1.21-1.54 and angle of attack to the airfoil 0-4. The mass capture ratio improved 3points in M=2.0 condition and 1points in M=2.5 while the mass capture ratio without airfoil surface was 57% and 71 % for each case. These are the result from increase of density and change of velocity deflection by the shock wave structure formed between inlet and airfoil surface. On the other hand, the distortion of Mach number at cowl lip plane increased by 13% in M=2.0, 3% in M=2.5 condition. The effects of the angle attack on the mass capture ratio is greater than that of the shock wave interaction between inlet and cowl, but the effects to the distortion is smaller in the range of this calculation condition. In the condition of M=2.0 with 4 degrees of angle of attack, inlet distortion of Mach number is mainly caused by the affects of the shock wave interaction between inlet and airfoil surface, while the largest angle of the velocity vector in the radial direction at cowl lip plane is caused by the affect of angle of attack. This large velocity vector made the flow inside the cowl subsonic and caused spillage, which interfere with the boundary layer of airfoil surface.