• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제1회(2012년)
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• pp.121-124
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• 2012

비정상 유동 해석을 수행하는데 있어서 비정상 Navier-Stokes 방정식을 적용한 결과와 정상 N-S 지배 방정식을 적용한 결과의 차이를 비교하려한다. 적용하고자 하는 비정상 유동은 대칭형 에어포일 NACA0012 에어포일 주위 유동으로 정하였으며, 이 때 에어포일 시위(chord) 길이와 자유류(free stream) 속도 기준으로 Re=100,000에 해당한다. 계산결과 비정상 지배 방정식을 적용한 경우 비정상 유동박리(flow separation)를 모사 할 수 있었으며, 평균 양력계수($C_L$)와 항력계수($C_D$)는 실험치와 비교적 잘 일치하였다. 하지만 정상 N-S 방정식을 적용했을 경우 비정상 유동을 모사하기 어려웠으며 평균양력, 항력계수도 실험치와 차이를 보였다. 이러한 결과는 비정상 유동 해석시 시간에 따라 변화하는 유동의 특성을 고려해 비정상 N-S 지배 방정식을 적용해야한다는 사실을 보이고 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권12호
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• pp.1-8
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• 2006

진동하는 에어포일의 후류에 미치는 레이놀즈수의 영향을 조사하기 위한 실험적 연구를 수행하였다. NACA 0012 에어포일은 1/4 시위를 기준으로 피칭운동을 하고, $\pm$6$^{\circ}$ 내에서 진동하도록 설정하였다. 진동하는 에어포일에서 후류를 측정하기 위하여 2축 열선풍속계가 사용되었고 연선 가시화 기법이 경계층을 관찰하기 위하여 사용되었다. 실험조건에서 자유흐름속도는 1.98, 2.83 그리고 4.03 m/s이며, 이를 근거로 한 레이놀즈수는 각각 $2.3{\times}10^4$, 3.3${\times}10^4$, 4.8${\times}10^4$이다. 모든 경우에 에어포일 진동수는 무차원 진동수 K=0.1에 맞게 조절되었다. 실험 결과, 피칭하는 에어포일의 경계층 및 후류 유동 특성은 레이놀즈수 2.3$\times$104, 3.3$\times$104 사이에서 크게 다르게 나타나며, 레이놀즈수 3.3${\times}10^4$와 4.8${\times}10^4$에서 유사하게 나타난다. 이것은 레이놀즈수 2.3$\times$104에서 비정상 분리가 크게 지연되기 때문이다.

• 한국항공운항학회:학술대회논문집
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• 한국항공운항학회 2007년도 추계학술대회
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• pp.97-100
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• 2007

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2011년 춘계학술대회논문집
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• pp.291-293
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• 2011

In this paper, the problem of transonic aerodynamic characteristics of a NACA0012 airfoil is numerically investigated in the inviscid gas-droplet two-phase flow with the compressible two-fluid model. In the present study, the airfoil flight in the cloud is simulated by taking account of the viscous drag of the droplets, the heat transfer, the phase change, and the droplet fragmentation The two-fluid equation system is solved by the fractional-step method and the WAF-HIL scheme. The effects of size and volume fraction of the droplets on the flow characteristics of the airfoil in the cloud are elaborated and discussed.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권10호
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• pp.16-23
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• 2006

저 레이놀즈수에서 NACA 0012 에어포일의 경계층 거동에 관한 연구가 터빈 블레이드와 초소형 비행체에서 적용될 수 있는 경계층을 파악하기 위하여 수행되었다. 레이놀즈수 Re=$2.3{\times}10^4$, $3.3{\times}10^4$, $4.8{\times}10^4$과 정적 받음각 ${\alpha}$=$0^{\circ}$, $3^{\circ}$, $6^{\circ}$에서 경계층을 측정하기 위해 열선 풍속계가 사용되었다. 연구결과는 정적 받음각 =$0^{\circ}$에서는 층류 경계층이 에어포일 표면에 부착되며, 정적 받음각 $3^{\circ}$에서는 경계층 층류 분리가 발생된 것을 보여준다. 더욱이 본 연구에서 경계층 재부착 현상은 정적 받음각 $6^{\circ}$에서 레이놀즈수 $3.3{\times}10^4$와 $4.8{\times}10^4$에서 발생된다.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제1회(2012년)
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• pp.97-100
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• 2012

항력계수와 양력계수는 각각 항력, 양력을 동압과 에어포일의 코드 길이로 나눈 값으로 정의된다. 항공기의 비행에 있어서 항력과 양력은 매우 중요한 요소로 작용하며 항공기의 속도에 따라 항력과 양력은 크게 변하게 된다. 첫째로 학부과정에서 배운 마하수에 따른 항력계수의 변화, 그 중에서도 마하수 1 이상에서의 항력계수 감소에 관한 이론을 살펴보고 EDISON_CFD를 이용하여 마하수에 따른 항력계수의 값을 실제로 측정해보고 비교해보았다. 두 번째로는 EDISON_CFD로 측정한 마하수버에 따른 양력계수 값과 앞서 측정한 항력계수 값을 이용하여 NACA0012의 마하수에 따른 양력과 항력의비 (양항비)를 구하여 실제고도에서 비행 시 NACA0012의 적정 효율을 가지는 마하수를 알아보았다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권12호
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• pp.9-17
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• 2006

진동하는 에어포일에서 비정상 경계층의 거동을 조사하기 위하여 실험적 연구가 수행되었다. 가로세로비가 2.7인 NACA 0012 에어포일은 시험부에 수직으로 설치되었고, 1/4 시위에서 조화 피칭운동을 한다. 에어포일의 진동 진폭은 -6$^{\circ}$에서 +6$^{\circ}$까지 변화하며 평균 받음각은 0$^{\circ}$ 이다. 표면에 부착되는 프로브(글루온 프로브)가 경계층 표면 유동를 측정하기 위하여 이용되었다. 측정은 자유흐름속도는 1.98, 2.83, 4.03m/s에서 수행되었고, 시위길이를 근거로 한 레이놀즈수는 각각 2.3$\times$104, 3.3$\times$104, 4.8$\times$104이다. 에어포일의 무차원 진동수를 모든 경우에서 0.1로 고정하였다. 비정상 경계층에서 최소 전단력의 위치와 경계층 붕괴의 위치는 레이놀즈수 2.3$\times$104와 3.3$\times$104 사이에서 크게 다르게 나타난다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권2호
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• pp.137-145
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• 2008

진동하는 에어포일의 항력계수 변화에 미치는 레이놀즈수 영향을 조사하기 위한 실험적 연구가 수행되었다. NACA 0012 에어포일은 ${\pm}6^{\circ}$의 진동 진폭을 갖고, 1/4 시위를 기준으로 피칭운동을 하도록 하였다. 실험조건에서 자유흐름속도는 1.98, 2.83 그리고 4.03 m/s이며, 이를 근거로 한 시위길이 레이놀즈수는 각각 $2.3{\times}10^4$, $3.3{\times}10^4$, $4.8{\times}10^4$이다. 항력계수는 근접후류에서 2축 열선프로브(X-type, 55R51)로 측정된 평균속도 분포로부터 산출되었다. 레이놀즈수 2.3×104에서 항력계수는 음(-)의 댐핑(negative damping)을 보이며, 에어포일이 공기력에 의해 가진 될 수 있는 불안정한 상태를 나타내었다. 반면에 레이놀즈수가 $3.3{\times}10^4$에서 $4.8{\times}10^4$이다로 증가하면서 항력계수 곡선은 양(+)의 댐핑(positive damping)을 나타내었다. 따라서 항력계수 변화는 레이놀즈수 $2.3{\times}10^4$와 $4.8{\times}10^4$ 사이에 상당한 차이가 있다는 것을 나타낸다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권2호
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• pp.17-25
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• 2006

본 연구에서는 2차원 비정렬 중첩격자계를 이용한 서로 겹쳐진 물체간의 상대운동 해석기법을 개발하였다. 물체들이 교차되는 교차점에서 가장 가까운 거리에 있는 각 격자계의 물체 경계면에 위치한 격자점들을 교차점으로 이동시키고, 이 교차점을 기준으로 계산영역에 포함되는 격자와 계산에서 제외되는 격자가 구분되도록 하였다. 비정상 유동의 계산을 위해 계산에서 제외되는 비활성 격자점에 적절한 유동값을 부여하여, 상대운동이 진행됨에 따라 새롭게 활성 격자점으로 분류될 때 이전 시간에서의 유동값으로 이용될 수 있도록 하였다. 해석기법의 검증을 위해 단순플랩의 진동에 따른 에어포일 주위의 유동을 해석하여 타 연구자의 해석결과와 비교하였고, NACA0012 에어포일의 내부에서 사출되는 발사체의 운동에 대하여 해석을 수행하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제17권6호
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• pp.63-71
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• 2023

본 연구에서는 NACA 0012 에어포일을 사용하여 히브와 피치 진동운동의 주파수가 다른 경우에 대하여 피치진동운동의 진폭에 에어포일의 비정상 공력 특성에 미치는 영향을 수치적으로 연구했다. 양력계수는 주파수비가 1.0인 경우 피치진동운동의 진폭이 30°와 20°인 경우 양력계수 값이 크지 않았으나 10°인 경우 양력계수값이 크게 증가했다. 주파수비가 0.5인 경우 양력계수값은 전체적으로 주파수비가 1.0인 경우보다 큰 값을 가졌으며, 진폭이 감소할수록 양력이 크게 증가하였다. 항력계수는 주파수비가 1.0인 경우 전체적으로 추력이 크게 발생하였으며 진폭이 감소할수록 추력의 크기가 감소하였다. 주파수비가 0.5인 경우 피치진동운동의 진폭이 30°인 경우 항력이 발생하였으나 진폭이 10°인 경우 추력이 발생하였다. 향후 본 연구를 확장하여 에어포일의 히브진동운동의 진폭변화에 따른 비정상 공력 특성 변화를 연구할 계획이다.