• 항공우주기술
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• 제12권1호
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• pp.22-31
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• 2013

틸트로터 항공기인 스마트무인기의 회전익모드, 천이모드, 고정익 모드 비행시험을 수행하여 전체 비행영역에 대한 비행제어법칙 검증을 완료하였다. 회전익모드에서는 자동이륙과 자동착륙, 자동호버 비행 및 자동회귀모드 비행을 수행하였다. 천이모드에서는 틸트각 10도 간격으로 속도, 고도, 롤/방위 유지명령을 이용하여 상승, 하강, 좌선회 및 우선회 비행을 수행하고, 자율천이비행을 수행하였다. 회전익모드와 천이모드에서의 로터속도는 98%를 유지하였고, 고정익 모드 비행은 260 km/h 속도에서 로터 회전수를 82%로 감속하여 최대속도까지 점진적으로 영역확장비행을 수행하였다. 최종적으로 대기고도 3 km에서 최고속도 440 km/h까지 도달하였다. 본 논문에서는 스마트무인기의 전체 비행영역에 대해 비행영역 확장시험을 수행하는 동안 획득된 데이터의 분석결과를 제시하고, 규격서의 비행제어 요구조건과 비교하여 비행성이 요구성능을 만족함을 검증하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.75-78
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• 2004

Various jet engines (Turbine engine family and RAM Jet engine) have been developed for high speed aircrafts. but their application to hypersonic flight is restricted by principle problems such as increase of total pressure loss and thermal stress. Therefore, the development of next generation propulsion system for hypersonic aircraft is a very important subject in the aerospace engineering field, SCRAM Jet engine based on a key technology, Supersonic Combustion. is supposed as the best choice for the hypersonic flight. Since Supersonic Combustion requires both rapid ignition and stable flame holding within supersonic air stream, much attention have to be given on the mixing state between air stream and fuel flow. However. the wider diffusion of fuel is expected with less total pressure loss in the supersonic air stream. So. in this study the direction of fuel injection is inclined 30 degree to downstream and the total pressure of jet is controlled for lower penetration height than thickness of boundary layer. Under these flow configuration both streams, fuel and supersonic air stream, would not mix enough. To spread fuel wider into supersonic air an aerodynamic force, baroclinic torque, is adopted. Baroclinic torque is generated by a spatial misalignment between pressure gradient (shock wave plane) and density gradient (mixing layer). A wedge is installed in downstream of injector orifice to induce an oblique shock. The schlieren optical visualization from side transparent wall and the total pressure measurement at exit cross section of combustor estimate how mixing is enhanced by the incidence of shock wave into supersonic boundary layer composed by fuel and air. In this study non-combustionable helium gas is injected with total pressure 0.66㎫ instead of flammable fuel to clarify mixing process. Mach number 1.8. total pressure O.5㎫, total temperature 288K are set up for supersonic air stream.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.634-643
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• 2004

In this paper are presented a concept of a new supersonic air inlet, which is designated a Multi-Row Disk (MRD) inlet, aiming at performance improvement under off-design conditions, and results of wind tunnel tests examined performance characteristics of the MRD inlet. The MRD inlet is frequently called ‘a skeleton inlet’ because of its appearance. The performance of a conventional axisymmetric inlet with a solid center body (spike) deteriorates under off-design Mach number conditions. It is due to the fact that total pressure recovery (TPR) governed by the throat area of inlet and mass capture ratio (MCR) governed by an incidence position of an oblique shock from the spike tip into the cowl can not be controlled independently in such air inlet. The MRD inlet has the spike that is composed of a tip cone and several disks arranged downstream of it, based on the experimental fact that several deep cavities on a conical surface have little negative effect on the boundary layer growth. The overall spike length of the MRD inlet is adjustable to the given flight speed by changing space between disks so that a spillage flow can be controlled independently from controlling the throat area. It could be made clear from the result of wind tunnel tests that the MRD inlet improves TPR by 10% compared with a conventional inlet with a solid spike under off-design conditions.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.644-648
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• 2004

In the present study were examined numerically and experimentally the off-design performance characteristics on an axisymmetric plug nozzle with variable throat area. In this nozzle concept, its throat area can be changed by translating the plug into the axial direction. First, a mixed-expansion plug nozzle, in which two expansion parts are arranged both inside and outside, was designed by means of the method of characteristics. Second, the CFD analysis was verified by the cold-flow wind tunnel test. Third, its performance characteristics were evaluated over a wide range of pressure ratio from half to double throat area through the design point, using the CFD code verified by the wind tunnel tests. It was made clear from the study that not so critical thrust efficiency losses were found and the maximum thrust efficiency loss was at most approximately 5 % under off-design conditions without external flow. This result shows that a plug nozzle can give the altitude compensation even under off-design geometry operations. However, shock waves were observed in the inner expansion part under the doubled throat area operation and thus some thermal problems may be caused on the plug surface. Furthermore, collapse of cell structure on the plug surface was observed with external flow (around Mach number 2.0) as it became lower pressure ratio below the design point and the fact may result in big efficiency loss regardless of geometrical configuration.

• 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.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제18권2호
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• pp.60-66
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• 2015

Conjugate heat transfer analysis was performed to investigate the flow and cooling performance of the high pressure turbine nozzle of gas turbine engine. The CHT code was verified by comparison between CFD results and experimental results of C3X vane. The combination of k-${\omega}$ based SST turbulence model and transition model was used to solve the flow and thermal field of the fluid zone and the material property of CMSX-4 was applied to the solid zone. The turbine nozzle has two internal cooling channels and each channel has a complex cooling configurations, such as the film cooling, jet impingement, pedestal and rib turbulator. The parabolic temperature profile was given to the inlet condition of the nozzle to simulate the combustor exit condition. The flow characteristics were analyzed by comparing with uncooled nozzle vane. The Mach number around the vane increased due to the increase of coolant mass flow flowed in the main flow passage. The maximum cooling effectiveness (91 %) at the vane surface is located in the middle of pressure side which is effected by the film cooling and the rib turbulrator. The region of the minimum cooling effectiveness (44.8 %) was positioned at the leading edge. And the results show that the TBC layer increases the average cooling effectiveness up to 18 %.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권1호
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• pp.23-32
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• 2016

초고속으로 비행하는 물체의 항력을 줄이기 위해 노즈콘으로부터 제트를 분사하는 다양한 연구가 진행되고 있다. 본 연구에서는 항력감소의 기초자료와 핵심 변수를 파악하기 위해서 미국의 항력감소용 분사 제트 연구 동향을 조사하고 요약하였다. 연구에 활용한 노즈콘 모델의 형상은 반구 실린더, 잘린 콘, 재돌입 캡슐이었으며, 각 모델의 시험조건에 대해 정리하였다. 항력감소의 핵심 변수는 분사제트의 마하수, 질량유량, 압력비율이다. 항력감소효과는 주어진 조건에 따라 다양한 결과를 보였지만, 최대 40~50% 정도까지 항력이 감소하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권6호
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• pp.499-505
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• 2012

회전익 항공기에서 가장 심각한 문제의 한 가지는 로터의 회전에 의한 진동 가진이다. 이를 완화하기 위하여 본 논문에서는 능동 뒷전플랩(ATF)을 적용한 로터 블레이드를 개발하였다. 이 플랩은 로터 중심에서부터 65~85% 스팬에 장착되었다. 블레이드 회전 속도는 끝단에서 마하수를 충족하기 위하여 1,528rpm정도로 높은 수준이다. 이런 특별한 장치가 내부에 삽입된 블레이드에서는 구조적인 강건성을 파악하고 관찰하는 것이 중요하다. 플랩을 작동시키는 세밀한 부품들이 회전하는 블레이드 내에 삽입되기 때문이다. 블레이드의 구조적 설계와 분석을 위하여 CAMRAD-II와 1차원 보 모델을 이용하였다. 동시에 3차원 유한요소 해석 프로그램인 MSC. PATRAN/NSTRAN를 통해 현재 블레이드의 상세한 해석을 수행하였다. 그 결과 개발한 로터의 특성이 적절한 수준인 것으로 예측되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권6호
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• pp.532-540
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• 2008

최근 구조변형을 고려한 항공기의 공력특성을 계산하는데 필요한 CFD와 CSD 기법이 연계된 FSI 시스템에 관한 관심이 증대하고 있다. 본 연구에서는 유체유발 구조 변형을 고려한 수렴된 구조형상에 대한 공력특성 예측을 위해 유체-구조 연계 시스템인 FSI(Fluid- Structure Interaction)를 구축하였다. 각 모듈의 연계, 특히 CSD와 CFD의 결합 및 변형된 형상에 대한 공력격자 재생성을 위해 VSI(Volume Spline Interpolation)와 격자 변형 코드를 개발하였으며, 공력과 구조의 해석 모듈로 상용 프로그램인 FLUENT와 NASTRAN을 사용하였다. 구축된 시스템을 DLR-F4 날개에 적용하여 정적 유체-구조 연구를 수행하였으며, 그 결과 마하수 0.75에서 변형된 형상에 대한 양력 및 항력 계수는 약 20.26%, 18.5% 감소하는 것으로 나타났다.

• 항공우주기술
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• 제7권1호
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• pp.40-48
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• 2008

공기 혼합시스템은 초음속 지상추진시험설비의 축열식 가열기로부터 공급되는 $1000^{\circ}C$, 3.5MPa의 공기와 고압공기 공급원으로부터 공급되는 상온, 동일 압력의 공기를 혼합시켜서 시험부로 공급하기 위한 설비로 32MPa로 압축되어 있는 고압공기 공급원을 3.5MPa로 감압하는 고압/저온 유동제어부, 축열식 가열기의 고온밸브에서부터 공기 혼합기로 고온의 공기를 공급하기 위한 고온 배관, 축열식 가열기로부터 공급되는 고온 유동과 고압공기 공급원으로부터 공급되는 상온 유동을 혼합하기 위한 공기 혼합기로 구성된다. 공기 혼합 시스템을 통하여 완전히 혼합된 공기의 유량은 25kg/s, 온도는 약 $400^{\circ}C$로 이를 통하여 초음속 지상추진시험설비의 구동 영역을 저 마하수, 저 고도 영역까지 확장할 수 있다.