• Journal of Mechanical Science and Technology
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• v.15 no.3
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• pp.384-391
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• 2001

The aerodynamic effects of a 3-dimensional Wing in Ground Effect (WIG) which moves above the free surface has been numerically investigated via finite difference techniques. The air flow field around a WIG is analyzed by a Marker & Cell (MAC) based method, and the interactions between WIG and the free surface are studied by the pressure distributions on the free surface. Waves are generated by the surface pressure distribution, and a Navier-Stokes solver has been employed, to include the nonlinearities in the free surface conditions. The pressure values Cp and lift/drag ratio are reviewed by changing the height/chord ratio. In the present computations a NACA0012 airfoil with a span/chord ratio of 3.0 are treated. Through computational results, it is confirmed that the free surface can be treated as a rigid wavy wall.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 1998.05a
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• pp.90-98
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• 1998

본 논문은 2차원 해면효과의 수치계산 결과를 정리하였다. 지면으로부터의 높이변화에 따른 점성유동장을 계산하기 위하여 지배방정식으로는 비압축성 RANS방정식을, 시간에 대하여 서는 음해법으로 프로그램을 구성하였다. 압력항은 가상압축성을 도입 4차 수치확산항을 추가하는 것에 의해 계산하였으며, 높은 레이놀즈수에서의 효과적인 계산을 위해 Baldwin-Lomax 난류 모델을 도입하였다. 해면효과가 없는 무한유중에서의 NACA-0012단면 계산결과를 실험데이터와 비교하는 것에 의해 프로그램의 타당성을 확인하였다. NACA-6409와 두께비 $4.6\%$의 날개에 대하여 해면효과를 고려한 계산을 수행하였다. 높이의 변화에 따라 계산된 무차원계수, 압력 및 속도분포는 해면효과의 특성을 잘 보여주고 있다.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2012.04a
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• pp.117-120
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• 2012

20인승 급 소형 위그선의 운항조건을 고려하여 순항 시 WIG선의 양항비를 최대로 할 수 있는 에어포일 형상 설계 기초연구를 수행하였다. WIG선의 순항 받음각 하에서 NACA 4 digit 에어포일의 최대 캠버 위치, 최대 캠버, 두께를 변화 시켜가며 수치해석을 수행하였다. 그 결과 최대캠버 8 미만에서 두께가 두껍고 최대캠버가 클수록 양항비가 높게 나타나는 경향을 확인할 수 있었으며, NACA6412 에어포일이 전반적으로 가장 우수한 양항비를 나타내었다.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2014.03a
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• pp.562-567
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• 2014

본 연구에서는 교육 및 연구를 위한 CFD 해석 프로그램인 EDISON_CFD를 이용하여 Symmetric airfoil(NACA0012)과 Cambered airfoil(NACA4412)의 뒷전 두께에 따른 공력 특성을 분석해보았다. Chord 길이의 0%, 1%, 2%, 3%, 4%에 해당하는 뒷전 두께를 가지는 Blunt trailing edge airfoil의 받음각에 따른 공력 특성을 비교 및 분석하고, 어떠한 장단점을 가지는지 확인하였다. 그 결과 Chord 길이의 1% 뒷전 두께를 가질 때를 제외하면 뒷전 두께가 두꺼워질수록 최대양력계수는 증가하였고, 양항비와 실속각은 감소하였다. 또한, 뒷전 두께가 두꺼워질수록 Symmetric airfoil에서는 받음각 $0^{\circ}$를 기준으로 양력곡선기울기가 증가하였고, Cambered airfoil에서는 전체적으로 양력계수가 증가함과 동시에 양력곡선기울기 또한 증가하는 것을 확인할 수 있었다.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2015.03a
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• pp.600-605
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• 2015

조정은 작은 속도차이가 경기에 큰 영향을 미치는 스포츠이다. 이에 따라 노 주변 유통에 대한 다양한 연구가 진행되어왔지만 정작 노 블레이드를 어떠한 형상으로 설계해야 어떤 영향에 의해 노의 성능이 향상되는지에 대한 연구는 이루어지지 않았다. 본 연구에서는 4-digit NACA 익형 캠버 식을 이용하여 최대 캠버와 최대 캠버 위치를 변화시켜가며 노의 추진력과 효율을 모두 높이는 노 블레이드 형상을 찾아보았다. 연구 결과 최대 캠버의 크기가 크고 최대 캠버의 위치가 블레이드 압전에 가까이 위치할수록 노의 추진력과 효율이 향상되는 것을 확인하였다. 본 연구의 실험 범위에서는 최대 캠버와 최대 캠버의 위치가 각각 시위길이의 4%, 20%인 노 블레이드의 경우 블레이드가 평판인 경우보다 배의 평균속도를 0.18m/s 향상시켰으며, 이는 실제 경기에서 57.2m의 거리 차와 약 13초의 기록차이를 가져온다.

• Proceedings of the KSME Conference
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• 2004.04a
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• pp.1619-1624
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• 2004

Experimental study of separated flow over a NACA0012 airfoil is conducted at $Re=2{\times}10^5$ when periodic wakes pass over the airfoil. The wakes are periodically generated by circular cylinders upstream of the airfoil. The measurement of surface pressure and surface visualization at various angles of attack are carried out without and with passing wakes. Without passing wakes, a separation bubble at the leading edge of the suction surface is formed at an angle of attack, found from a local plateau in the streamwise pressure distribution and two distinct lines in the surface flow visualization. With passing wakes, however, the bubble disappears. Owing to passing wakes, the lift increases at high angle of attack and the angle of stall also increases.

• Journal of Industrial Technology
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• v.18
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• pp.335-341
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• 1998

A numerical investigation was performed to determine the effect of a Gurney flap on a NACA 23012 airfoil. A Navier-Stokes code, RAMPANT, was used to calculate the flow field about airfoil. The fully turbulent results were obtained using the standard $k-{\varepsilon}$ two-equation turbulence model. To provide a check case for our computational method, computations were performed for NACA 4412 airfoil which compared with Wedcock's experimental data. Gurney flap sizes of 0.5, 1.0, 1.5, and 2% of the airfoil chord were studied. The numerical solutions showed the Gurney flap increased both lift and drag. These results suggested that the Gurney flap served to increased the effective camber of the airfoil. But Gurney flap provided a significant increase in lift-to-drag ratio relatively at low angle of attack and for high lift coefficient. Also, it turned out that 0.5% chord size of flap was best one among them.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2016.11a
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• pp.23-26
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• 2016

Gurney Flap은 자동차의 스포일러 부분에 장착되는 고속주행용 Flap으로써 항공기에는 제한적으로 사용되고 있다. 매우 짧게 설치되는 특성이 있기 때문에 Flap의 길이를 항공기의 기준으로 10%로 증가시켜 Flap으로써의 역할을 확인해 보고자 실험을 진행하였다. Gurney Flap을 장착한 형상 3가지 모두 기본형의 NACA0012형상보다는 양력과 항력이 모두 증가하는 형상을 보였다. 양항비의 경우는 항력의 증가로 인해서 NACA0012에 비해서 모두 감소하는 것으로 나타났다. Gurney Flap은 고양력장치로 사용하기에는 다소 무리가 있지만, Dogfight와 같이 고항력장치를 사용하는 경우에는 좋은 성능을 기대할 수 있다.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2016.03a
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• pp.571-575
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• 2016

두꺼운 에어포일은 받음각이 클 때 역압력 구배가 일어날 수 있기 때문에 날개의 중앙부 후방에서 유동박리(Flow separation)와 와류 진동(Vortex shedding)이 쉽게 발생할 수 있다고 알려져 있다. 항공기가 이 착륙할 때 받음각이 커짐에 따라 유동박리에 의한 실속이 발생할 수 있는데 이를 지연 시켜 실속각을 크게 하면 안전성이나 효율 면에서 유리하다. 이를 위해 날개에 Hole을 만들어 와류를 잡아 유동의 박리를 지연시키고자 하였다. 본 연구에서는 EDISON_CFD 시스템의 2D_Incomp_P 솔버를 사용하여 NACA0018 에어포일의 윗면에 다른 위치의 Hole이 있을 때와 크기가 다른 Hole이 있을 때의 실속각이 가장 커지는 경우를 찾아보았다. Hole의 위치와 반지름 크기를 변화시켰을 때 각각의 최대 양력 계수를 비교하여 실속각의 증가와 Streamline을 그려 유동박리가 지연됨을 확인하였다.

• Journal of the Society of Naval Architects of Korea
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• v.29 no.3
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• pp.59-70
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• 1992

A Finite volume method for the computation of the two-dimensional, incompressible, steady, laminar Navier-Stokes equation is developed using a non-staggered grid system in a general curvilinear coordinate. The numerical pressure fluctuations, usually encountered when the non-staggered grid system is used, is suppressed by the momentum interpolation method. Flows around a NACA0012 foil section have been computed by the present method and the results show good agreements with other experimental and numerical ones.