• 한국수자원학회:학술대회논문집
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• 한국수자원학회 2021년도 학술발표회
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• pp.60-60
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• 2021

Investigating Backward-Facing Step(BFS) flow is important in that it is a representative case for separation flows in various engineering flow systems. There have been a wide range of experimental, theoretical, and numerical studies to investigate the flow characteristics over BFS, such as flow separation, reattachment length and recirculation zone. However, most of such previous studies were concentrated only on the perpendicular step angle. In this study, several numerical investigations on the flow pattern over BFS with various step angles (10° ~ 90°) and expansion ratios (1.48, 2 and 3.27) under different Reynolds numbers (5000 ~ 64000) were carried out, mainly focused on the reattachment length. The numerical simulations were performed using an open source 3D CFD software, OpenFOAM, in which the velocity profiles and turbulence intensities are calculated by RANS (Reynolds Averaged Navier-Stokes equation) and 3D LES (Large Eddy Simulation) turbulence models. Overall, it shows a good agreement between simulations and the experimental data by Ruck and Makiola (1993). In comparison with the results obtained from RANS and 3D LES, it was shown that 3D LES model can capture much better and more details on the velocity profiles, turbulence intensities, and reattachment length behind the step for relatively low Reynolds number(Re < 11000) cases. However, the simulation results by both of RANS and 3D LES showed very good agreement with the experimental data for the high Reynolds number cases(Re > 11000). For Re > 11000, the reattachment length is no longer dependent on the Reynolds number, and it tends to be nearly constant for the step angles larger than 30°.) Based on the calibrated and validated numerical simulations, several additional numerical simulations were also conducted with higher Reynolds number and another expansion ratio which were not considered in the experiments by Ruck and Makiola (1993).

• 한국해양학회지:바다
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• 제24권2호
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• pp.187-207
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• 2019

고성능 해양모델을 개발하기 위하여 적시 컴파일(Just-In-Time) 언어인 줄리아 언어를 사용하였고, 운동량 방정식의 해를 구하기 위해 연속완화법으로 푸아송 방정식을 푸는 코드를 작성하였다. 다음으로, 줄리아 계산 코드를 시험하기 위하여 두 가지의 모델을 구축하였다. 첫 번째로, 일정한 유량의 생성/소멸(source/sink) 조건을 시험하기 위해 단순한 수로 형태를 모델링하였고, 두 번째로, 조석 외력(tidal forcing) 및 전향력(Coriolis force), 난류확산계수로 인한 효과 등을 시험하기 위해 황해(Yellow Sea)를 단순화하여 모델링하였다. 모델은 두 가지 시나리오 안에서 총 8개의 실험안으로 테스트되었다. 테스트 결과, 시나리오 1에서 3가지 실험안의 수심 평균된 유속은 이론 값에 완벽하게 수렴하였고, 해저마찰로 인한 수직적 유속 구배를 잘 보여주었다. 또한 시나리오 2에서는 황해의 무조점과 우리나라 서해 중부와 남부 연안의 조석 특성을 잘 재현하였고, 전향력과 수직 난류확산계수에 따른 결과의 차이를 잘 보여주었다. 따라서, 줄리아 언어를 이용한 해양모델을 개발하는 데에 성공하였다고 판단되며, 이는 해양모델이 고전적인 컴파일 언어에서 적시 컴파일 언어로 성공적으로 넘어가는 단계에 오게 됐다는 것을 시사한다.

• 대한조선학회논문집
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• 제34권1호
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• pp.11-23
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• 1997

본 논문은 선박용 프로펠러 날개단면의 개발 과정을 다루고 있다. 2차원 날개단면의 유체역학적 특성은 캠버 및 두께 분포, 앞날 반경 등 기하학적 형상에 따라 달라진다. 2차원 날개단면 주위의 전 유장을 난류로 고려한 후 해석하기 위해 유한 체적법에 의한 Reynoles time averaged Navier-Stockes 방정식을 이용한 수치해석 기법을 개발하였다. 본 연구에서는 날개단aus 표면에 보다 많은 계산점을 주면서도 받음각의 변화에도 격자계 생성이 용이한 O-Type 격자계를 채택하였고, 전 유동장은 k-${\varepsilon}$ 난류 모형을 적용하여 해석하였다. 본 연구에서 개발된 수치해석 기법은 NACA0012의 실험 결과와 비교하여 계산 정도를 확인하였다. 본 연구에서는 낮은 항력을 갖는 고효율 날개단면 개발을 목표로, 항력이 양호한 날개단면은 공동 터널에서 양력, 항력 및 공동 특성 실험을 수행하였으며, 수치 해석 결과와도 비교하였다. 본 연구를 통하여 개발된 2차원 날개단면 해석용 수치 유체역학 코드는 실험 결과와 잘 일치하고 있음을 알 수 있었다. 이상의 과정을 통하여 기존의의 날개단면인 NACA66 두께 분포와 a=0.8 mean line 캠버를 갖는 KH13보다 효율뿐만 아니라 공동 특성도 우수한 단면인 KH28을 개발할 수 있었다. 새로운 날개 단면인 KH28은 선박용 프로펠러에 적용하기 위한 연구가 지속되어야 하며, 한편 낮은 받음각에서 양-항력 추정의 정확도를 높이기 위해서는 개발된 수치해석 코드에 2-경계층 모형이 적용되어야 할 것으로 본다.

• 한국해안·해양공학회논문집
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• 제28권6호
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• pp.332-349
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• 2016

OLAFOAM은 파동역학의 시뮬레이션을 위하여 $OpenFOAM^{(R)}$을 확장한 강력한 CFD코드이며, $OpenFOAM^{(R)}$은 다양한 분야에서 각각 수치계산의 목적에 대응할 수 있도록 많은 Solver를 제공하고 있다. OLAFOAM의 기본방정식은 VARANS식에 기초하고, 수치기법으로는 유한체적법을 적용하며, 프로그램은 C++로 코딩되어 Linux운영체제에서 실행된다. 본 연구는 OLAFOAM을 이용하여 먼저 1) 단파와 규칙파하 투과성구조물에서 파의 변형, 2) 규칙파하 잠제에 의한 파의 변형 및 3) 흐름하 규칙파의 변형과 연직유속분포에 대해 기존의 각 실험결과와 비교 검토하여 OLAFOAM의 타당성을 검증하였다. 이로부터 지금까지 거의 검토되지 않은 규칙파와 흐름의 공존장에 설치된 투과성잠제에 대해 배후경사면을 불투과성 혹은 투과성으로 고려한 경우 흐름방향 등의 변화에 따른 잠제 주변에서 수위, 파고, 주파수스펙트럼, 쇄파, 평균유속 및 난류운동에너지 등의 변동특성을 면밀히 검토하였다. 결과로부터 흐름방향(순방향과 역방향)에 따른 파고변화는 난류운동에너지와 밀접한 관계를 가지는 것 등을 알 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권5호
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• pp.323-334
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• 2020

경계층 천이는 극초음속 비행체의 열공력 성능에 직접적인 영향을 미치기 때문에, 성능 해석과 설계를 위해 천이지점의 정확한 예측 능력이 필수적으로 요구된다. 본 연구에서는 극초음속 경계층 천이 예측을 위한 γ-Re_θt 모델을 개선하고 검증하였다. 천이 시작 위치 결정에 영향을 주는 간헐도 수송방정식 생성항의 계수를 압축성 경계층 상사해를 기반으로 마하수와 벽면온도, 자유류 정체온도 등에 대한 함수 형태로 구성하고 적용하였다. 기본 모델의 Re_θc와 F_length 상관관계식에 마하수에 따른 천이 시작 운동량두께 레이놀즈수와 천이구간의 길이 변화를 반영할 수 있도록 마하수에 대한 관계식을 추가로 결정하여 적용하였다. 실용적인 사용을 고려하여 제안 모델을 상용 CFD 코드에 적용하였으며, 검증을 위해 모델을 사용하여 극초음속 평판과 원뿔 경계층 해석을 수행하였다. 실험 결과와의 비교를 통해 마하수와 단위 레이놀즈수 변화에 대한 개선된 예측성능을 확인하였다.

• 한국해안·해양공학회논문집
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• 제23권5호
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• pp.345-357
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• 2011

최근 지구환경문제와 에너지원의 다각화를 위한 일환으로 파랑에너지를 이용하는 신재생에너지의 기술개발이 유럽과 일본 등을 중심으로 활발히 추진 및 실용화되고 있다. 특히, 케이슨 내의 공기실에서 파랑에 의한 수면의 상하운동으로 유도되는 공기흐름을 이용하는 진동수주형 파력발전시스템은 가장 효율적인 파랑에너지흡수장치로 알려져 있고, 따라서 상업화에 가장 근접한 파력발전장치 중에 하나이다. 본 연구에서는 진동수주형 파력발전구조물에서 터빈(Wells터빈)에 직접 작용하는 공기흐름속도를 2차원 및 3차원수치실험으로부터 검토하며, 이 때 형상의 변화에 따른 공기의 최대흐름속도를 추정하여 진동수주형 파력발전구조물의 최적형상을 논의한다. 수치해석에서는 기체와 액체의 혼상동적현상을 동일한 지배방정식으로 해석하는 혼상류(2상류)수치모델에 기초한 3차원수치파동수로를 적용하였다. 이로부터 입사주기대에 따라 최적형상의 크기가 상이하게 나타나는 것을 확인할 수 있었고, 최소의 반사율이 발생하는 주기 대에서 공기흐름이 최대로 된다는 것을 알 수 있었다.

• 대한토목학회논문집
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• 제28권1B호
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• pp.95-109
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• 2008

본 연구에서는 LDS 난류응력 모형, Van Rijn의 pick up 함수를 활용하여 일정 경사부에서의 파랑의 이행과 천수, 연이은 쇄파현상, plunging breaker에 후행하는 해저질의 역동적인 부유와 down rush와 후행 파랑에 의한 표사의 재분배를 수치모의 하였다. 이 과정에서 해저질과 소통하는 저면 유체력에 대한 quadratic law를 중심으로 한 기존의 연구 성과들은 정상상태에 기초하여 급속히 가속되고 감속되는 swash 대역의 수리특성을 반영할 수 없다는 결론에 도달하고 이러한 인식에 기초하여 새로운 산출방법이 제시되었다. 새로운 산출방법을 토대로 수치모의하여 비선형 천수과정의 일반적인 특징, 동조 비동조 고차 조화성분으로 전이된 파랑에너지로 인해 상당히 예리하고 왜도된 파형, 파형의 마루로부터 시작되는 물입자 자유낙하, 착수로 인한 커다란 물보라의 형성, 물보라 형성층의 해변으로의 이행, wave finger (Narayanaswamy와 Dalrymple, 2002), swash 대역에서 진행되는 부유사 순환과정, swash 대역에서 처오름으로 인해 부유된 부유사 무리의 off shore 방향으로의 순 이동 등이 비교적 정확히 재현되는 등 상당히 고무적인 결과를 얻을 수 있었다. 이러한 결과는 기존의 Euler 좌표계에서 정의되는 파랑모형과 이동경계 기법의 한계를 뛰어 넘는 것으로 향후 보다 정확한 침식해석이 가능 할 것으로 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.91-93
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• 2003

A comprehensive numerical study is carried out to investigate for the understanding of the flow evolution and flame development in a supersonic combustor with normal injection of ncumally injecting hydrogen in airsupersonic flows. The formulation treats the complete conservation equations of mass, momentum, energy, and species concentration for a multi-component chemically reacting system. For the numerical simulation of supersonic combustion, multi-species Navier-Stokes equations and detailed chemistry of H2-Air is considered. It also accommodates a finite-rate chemical kinetics mechanism of hydrogen-air combustion GRI-Mech. 2.11[1], which consists of nine species and twenty-five reaction steps. Turbulence closure is achieved by means of a k-two-equation model (2). The governing equations are spatially discretized using a finite-volume approach, and temporally integrated by means of a second-order accurate implicit scheme (3-5).The supersonic combustor consists of a flat channel of 10 cm height and a fuel-injection slit of 0.1 cm width located at 10 cm downstream of the inlet. A cavity of 5 cm height and 20 cm width is installed at 15 cm downstream of the injection slit. A total of 936160 grids are used for the main-combustor flow passage, and 159161 grids for the cavity. The grids are clustered in the flow direction near the fuel injector and cavity, as well as in the vertical direction near the bottom wall. The no-slip and adiabatic conditions are assumed throughout the entire wall boundary. As a specific example, the inflow Mach number is assumed to be 3, and the temperature and pressure are 600 K and 0.1 MPa, respectively. Gaseous hydrogen at a temperature of 151.5 K is injected normal to the wall from a choked injector.A series of calculations were carried out by varying the fuel injection pressure from 0.5 to 1.5MPa. This amounts to changing the fuel mass flow rate or the overall equivalence ratio for different operating regimes. Figure 1 shows the instantaneous temperature fields in the supersonic combustor at four different conditions. The dark blue region represents the hot burned gases. At the fuel injection pressure of 0.5 MPa, the flame is stably anchored, but the flow field exhibits a high-amplitude oscillation. At the fuel injection pressure of 1.0 MPa, the Mach reflection occurs ahead of the injector. The interaction between the incoming air and the injection flow becomes much more complex, and the fuel/air mixing is strongly enhanced. The Mach reflection oscillates and results in a strong fluctuation in the combustor wall pressure. At the fuel injection pressure of 1.5MPa, the flow inside the combustor becomes nearly choked and the Mach reflection is displaced forward. The leading shock wave moves slowly toward the inlet, and eventually causes the combustor-upstart due to the thermal choking. The cavity appears to play a secondary role in driving the flow unsteadiness, in spite of its influence on the fuel/air mixing and flame evolution. Further investigation is necessary on this issue. The present study features detailed resolution of the flow and flame dynamics in the combustor, which was not typically available in most of the previous works. In particular, the oscillatory flow characteristics are captured at a scale sufficient to identify the underlying physical mechanisms. Much of the flow unsteadiness is not related to the cavity, but rather to the intrinsic unsteadiness in the flowfield, as also shown experimentally by Ben-Yakar et al. [6], The interactions between the unsteady flow and flame evolution may cause a large excursion of flow oscillation. The work appears to be the first of its kind in the numerical study of combustion oscillations in a supersonic combustor, although a similar phenomenon was previously reported experimentally. A more comprehensive discussion will be given in the final paper presented at the colloquium.