• 한국추진공학회지
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• 제5권2호
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• pp.51-58
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• 2001

본 연구에서는 이중동축노즐로부터 대기로 방출되는 초음속 자유제트유동을 실험하였다. 출구마하 수가 2.0이고 충돌각이 다른 축소확대노즐 및 출구마하수가 1.0이고 충돌각이 다른 축소노즐을 사용하고, 주제트 압력비와 보조제트 압력비를 각자 4.0∼10.0, 1.0∼4.0으로 변화시켜 가면서 자유제트 유동장 특성을 조사하였다. 본 연구의 결과로부터 보조제트 압력비가 동축자유제트유동 특성에 영향을 미치며, 주제트 및 보조제트 압력비가 증가할수록 동축제트의 초음속 길이도 증가한다는 것을 알았다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권3호
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• pp.10-16
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• 2004

본 논문에서는 축소형실험을 통하여 제자리 비행하는 헬리콥터 주로터에서 발생하는 소음의 특성을 측정하는 실험을 수행하였다. 이를 위하여 구동장치에서의 발생소음이 적은 저소음 로터시험장치를 설계/제작하였으며, 아울러 로터의 공력특성을 측정하기 위하여 작동조건에서의 회전수, 추력 및 토크를 함께 계측하였고 이에 대한 문제점을 검토하였다. 사용된 하중 측정장치의 교정을 통하여 이의 정확도를 확인하였으며, 두개의 블레이드로 구성된 직경 1.2m의 축소형 로터를 이용한 실험에서 측정된 추력값이 이론적 계산값과 비교하여 비교적 잘 일치함을 알 수 있었으나 토크 측정값은 잘 일치하지 않음을 확인하였다. 소음 측정실험을 통하여 로터 구동장치로 인한 배경소음이 로터 소음에 비하여 현저히 작음을 확인하였고, 각 로터 발생소음원의 특성에 따라 날개끝 속도에 의하여 달리 무차원화 됨을 확인하였고 방향성 특성도 변화함을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권10호
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• pp.28-37
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• 2004

반응 및 비반응 유동장에서 단일와동의 전개 및 와(渦) 구조 검토를 위해 2 차원 직접 수치모사를 수행하였다. 수치기법으로는 낮은 마하수 근사법이 적용된 예측-교정자법이 적용되었으며, 연소모텔로는 2단계 총괄 반응식이 사용되었다. 반응 및 비반응 유동장에서 단일와동의 거동 비교를 통해, 와동의 전개특성 및 구조는 화학반응으로부터 생성된 열 뿐만 아니라 부력에 의해 생성된 외부 와동에 크게 영향을 받음을 확인하였다. 또한 반응장의 경우에 부피 팽창항, Baroclinic torque항 및 부력항에 의해 와동의 구조가 크게 변화될 수 있음을 알았다.

• 천문학회보
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• 제38권2호
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• pp.39.1-39.1
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• 2013

We use high-resolution hydrodynamic simulations to study nonlinear gas responses to imposed non-axisymmetric stellar potentials in barred-spiral galaxies. The gas is assumed to be infinitesimally thin, isothermal, and unmagnetized. We consider various spiral-arm models with differing strength and pattern speed, while fixing the bar parameters. We find that the extent and shapes of spiral shocks as well as the related mass drift depend rather sensitively on the pattern speed. In models where the arm pattern is rotating more slowly than the bar, the gaseous arms extend from the bar ends all the way to the outer boundary, with a pitch angle slightly smaller than that of the stellar counterpart. The arms drive mass inflows at a rate of ${\sim}0.5-2.5M{\odot}/yr$ to the bar region to which the shock dissipation, external torque, and self-gravitational torque contribute about 50%, 40%, and 10%, respectively. About 85% of the inflowing mass is added to bar substructures such as an inner ring, dust lanes, and a nuclear ring. while the remaining 15% encircles the bar region. On the other hand, models where the arms corotate with the bar exhibit mass outflows, rather than inflows, over most of the arm region. In these models, spiral shocks are much more tightly wound than the stellar arms and cease to exist in the region where $M{\bot}/sinp*{\geq}25-40$, where $M{\bot}$ denotes the Mach number of a rotating gas perpendicular to the arms with pitch angle p*. We demonstrate that the distributions of line-of-sight velocities and densities can be a useful diagnostic tool to distinguish if the arms and bar corotate or not.

• 대한기계학회논문집
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• 제11권1호
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• pp.118-123
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• 1987

본 연구에서는 새로 고안된 연료주입기(air injector)바로 뒤에 입사압축파를 반사시키기 위한 벽을 설치하므로써 고체입자의 입사압축파에 대한 노출을 최대한 줄 였고 또한 새로운 연료주입기에 의해 매우 잘 분포된 입자분포를 얻을 수 있었다. 반사압축파에 의해 생성된 고온 고압의 산소중에서의 고체입자의 점화지연시간을 측정 하므로써 기체유동이 존재하는 입사압축파실험에서의 점화지연시간과 비교하여 기체유 동이 고체 미립자의 점화에 미치는 영향을 알아볼 수 있었고 반사압축파에 의한 점화 상태 조건하에서도 표면 점화모델이 성립하는지를 고찰해 보았다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권8호
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• pp.29-36
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• 2004

초음속 흡입구 buzz는 입구에서의 충격파 패턴의 진동과 내부압력요동을 동반하는 불안정한 아임계 작동으로 정의할 수 있다. 이러한 유동섭동은 연소실 실화나 엔진의 구조직 손상을 일으킬 수 있다. 축대칭, 외부 압축형 흡입구에서 초음속 흡입구의 buzz 현상을 조사하기 위한 실험적 연구가 수행되었다. 자유류 마하수 2.0에서 카울 입구 직경이 30mm인 흡입구 모델이 시험되었다. 아임계 불안정성은 압력섭동의 주파수 및 입구에서의 충격파 구조 분석을 통해 조사되었다. 실험결과 전압럭 회복비는 0.42에서 0.78까지, 포획 면적 비는 0.34에서 0.98까지 변화했다. 아임계 유동의 주파수는 포획 면적비 감소에 따라 증가했으며 주파수는 범위는 $224{\sim}240Hz$였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제13권3호
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• pp.386-397
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• 2012

The stability and structure of bluff-body stabilized hydrogen flames were investigated numerically and experimentally. The velocity of coflowing air was varied from subsonic velocity to a supersonic velocity of Mach 1.8. OH PLIF images and Schlieren images were used for analysis. Flame regimes were used to classify the characteristic flame modes according to the variation of the fuel-air velocity ratio, into jet-like flame, central-jet-dominated flame, and recirculation zone flame. Stability curves were drawn to find the blowout regimes and to show the improvement in flame stability with increasing lip thickness of the fuel tube, which acts as a bluff-body. These curves collapse to a single line when the blowout curves are normalized by the size of the bluff-body. The variation of flame length with the increase in air flow rate was also investigated. In the subsonic coflow condition, the flame length decreased significantly, but in the supersonic coflow condition, the flame length increased slowly and finally reached a near-constant value. This phenomenon is attributed to the air-entrainment of subsonic flow and the compressibility effect of supersonic flow. The closed-tip recirculation zone flames in supersonic coflow had a reacting core in the partially premixed zone, where the fuel jet lost its momentum due to the high-pressure zone and followed the recirculation zone; this behavior resulted in the long characteristic time for the fuel-air mixing.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권8호
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• pp.685-692
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• 2007

본 연구에서는 헬리콥터 하중 해석을 위한 통합해석코드에서 사용되는 에어포일의 공력 성능 테이블 작성 자동화를 위한 GUI 프로그램을 개발하였다. 개발 후 상용화를 위해 PC환경에서 사용이 보편화 되어 있는 윈도우 운영체제 기반으로 프로그램을 개발하였다. 또한, 별도의 과정을 거치지 않고도 계산 과정 및 생성된 격자 표시등의 결과를 확인할 수 있는 후처리 기능을 포함하여 사용자의 편의를 도모하였다. 기 검증된 기존의 전산유체역학 코드를 기본으로 하여 다양한 받음각과 마하수 영역에서 공력해석이 자동적으로 수행되도록 하였으며, 계산 격자는 에어포일 표면 좌표가 입력되면 자동으로 생성되도록 하였다. FORTRAN 으로 작성된 전산유체역학 코드를 별도의 변환 과정 없이 C++ 기반의 GUI 프로그램과 연동시키기 위하여 Mixed-Language 기법을 사용하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권6호
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• pp.445-451
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• 2018

본 논문에서는 현재 한국항공우주학회 공기역학부문위원회에서 주관하고 있는 EFD-CFD 비교 워크숍의 여러 과제 중 CASE 4 삼각날개(Delta Wing)의 천음속영역의 유동해석 결과를 작성하였다. 풍동실험은 추후에 진행될 예정이며, -5~20도 받음각 영역에서의 CFD 해석을 수행하였다. 해석을 수행한 마하수는 0.7, 0.85, 1.2이다. 삼각날개의 적합한 해석조건을 찾기 위해서 기준격자 크기를 조절하여 격자의존성 해석을 수행하였고, 선택한 격자로 받음각 변화에 따라 양력계수와 항력계수의 경향을 파악하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권8호
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• pp.652-661
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• 2018

고속 고온 유동에서 나타나는 고온 기체 현상을 모사하기 위해서는 마하수뿐 아니라 절대속도도 재현할 수 있어야 한다. 이러한 유동을 초음속 유동과 구분하여 극고속 유동이라 부르며, 충격파 터널과 같은 고엔탈피 시험 장치를 통해 연구가 이루어지고 있다. 그러나 이러한 고엔탈피 시험 장비는 높은 온도와 압력 때문에 노즐에서 열화학적 비평형 현상을 경험하게 되며 기존의 이론적 방법으로 그 실험 조건을 규정하기 어렵다. 이에 본 연구에서는 알려진 비평형 노즐 코드의 단점들을 보완하고 충격파 터널의 운용 조건에서 시험부 유동 특성을 빠르게 예측하기 위하여 열화학적 비평형을 고려한 준 1차원 노즐 해석 코드를 개발하였다. 개발된 코드는 시험 결과 및 2차원 축대칭 해석 결과와 비교를 통하여 충격파 풍동 시험부 유동 조건 예측을 위한 활용성 및 한계를 살펴보았다.