• 한국추진공학회지
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• 제12권5호
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• pp.67-72
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• 2008

본 연구에서는 압력감응페인트를 이용하여 평판에서의 막냉각 계수를 측정하였다. 6개의 막냉각 홀을 평판에 대해 30도의 각도를 갖도록 제작하였고, 평균 분사비는 0.5, 1, 2로 하였다. 그 결과, 압력감응페인트 기법으로 막냉각 계수의 분포를 성공적으로 측정할 수 있었고, 실험 결과는 기존의 참고 문헌의 결과와 유사한 경향을 보였다. 막냉각 홀 근처의 막냉각 계수는 분사비가 낮은 경우가 더 높게 나타났다. 분사비가 증가할수록 막냉각 홀 근처의 막냉각 계수는 낮아졌는데, 이는 높은 냉각 유체의 모멘텀에 의해 막냉각 유체가 주유동의 경계층을 뚫고 표면에서 멀어지기 때문이다. 하류에서는 높은 분사비의 경우가 높은 막냉각 계수를 보였는데, 이것은 막냉각 유체가 표면에 재부착되기 때문이다.

• 한국가시화정보학회지
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• 제9권1호
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• pp.36-41
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• 2011

It is highly needed to measure the dissolved oxygen (DO) concentration field in water for a variety of purposes such as biological, industrial, environmental monitoring and medical application. Application of PSP (Pressure Sensitive Paint) which is sensitive to oxygen concentration has been carried out to measure DO concentration field using PtOEP/PS film and intensity based method under the UV-LEDs illumination. A micro round water jet having 100% of DO was obliquely impinged on to a PtOEP/PS film coated plate placed in a 0% of DO water container. DO concentration fields on the impinging plate were quantitatively visualized with a $2.94\;{\mu}m$ of spatial resolution. Through pixel-by-pixel calibration, uncertainty of each pixel by different sensitivity, different dye concentration and non-uniformity of illumination was removed. It is demonstrated that the high DO concentration region was coincided with the impingement area. The DO concentration gradient due to DO diffusion was affected by Reynolds number.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권4호
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• pp.337-345
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• 2008

연구에서는 NACA4412익형으로 이루어진 주날개에 NACA0012플랩이 장착된 아음속 벽면효과 모형(SWIM)의 날개 표면 3차원 압력 분포를 압력감응페인트를 이용하여 시험적으로 연구하였다. 한국항공우주연구원의 아음속 풍동에서 레이놀즈수 3.1x105의 조건에서 시험 모형의 받음각 변화에 따른 날개 윗면 및 아랫면의 압력 분포를 측정하였다. 그 결과 받음각이 증가함에 따라 날개 윗면에서의 최저 압력 지점이 뿌리에서 끝단으로 이동을 하는 것을 관찰하였고, 날개 끝단의 뒷전에서도 끝단 와류를 일으키는 압력이 매우 낮은 지점도 관찰되었다. 그러나 실속각 이후인 받음각 15도의 경우 끝단 뒷전에서는 압력이 낮은 지점이 계속 관찰되었으나 그 이외의 부분은 스팬 방향 압력 분포가 편평하였다. 압력감응페인트와 더불어 압력공을 사용하여 날개의 코드 방향 2차원 압력분포도 측정 하여 비교하였고 두 시험에서 측정된 각 압력계수들의 차이의 평균은 약 0.077임을 확인하였다.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제17권5호
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• pp.5-10
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• 2014

In this paper, the experimental study was carried to investigate the effect of angle of the anti-vortex holes on the film cooling effectiveness on a flat plate. The pressure sensitive paint technique was applied to measure the film cooling effectiveness. Two anti-vortex hole angles of $0^{\circ}$ and $15^{\circ}$ with respect to the primary hole were considered, and the simple cylindrical hole case was also tested. The blowing ratio based on the cylindrical hole was 0.5 and the same flow rate was kept for all anti-vortex hole cases. Results showed that the film cooling effectiveness for the anti-vortex hole cases were much higher than that of the cylindrical case. Among the anti-vortex hole cases, $15^{\circ}$ angle anti-vortex hole case showed higher film cooling effectiveness than that by the $0^{\circ}$ angle anti-vortex hole case.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제19권4호
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• pp.13-18
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• 2016

The various film cooling hole shapes have been proposed for effective external cooling of gas turbine blade. In this study, the film cooling effectiveness by three different hole shapes (cylindrical hole, $15^{\circ}$ angle anti-vortex hole, 30-7-7 fan-shaped hole) were examined experimentally. Pressure Sensitive Paint (PSP) technique was used to measure the film cooling effectiveness. The coolant to mainstream density ratio was 1.0 and three blowing ratios of 0.5, 1.0, and 2.0 were considered. Results clearly showed that the effect of hole shape on the distribution of film cooling effectiveness. For the cylindrical hole case, the film cooling effectiveness decreased remarkably as the blowing ratio increased due to the jet lift off. Because of large hole exit area and low coolant momentum, the 30-7-7 fan-shaped hole case showed the highest film cooling effectiveness at all blowing ratio, followed by the anti-vortex hole case.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제20권2호
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• pp.5-10
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• 2017

In this study, the Coanda effect inducing bump was applied to improve the film cooling effectiveness on the flat plate with $30^{\circ}$ and $45^{\circ}$ angled rectangular slots. The slot length to width ratio was 6. A cylindrical cap shaped structure, called Coanda bump, was installed at the exit of the slot to generate Coanda effect. The width and height of the bump was 10.5 mm and 1 mm, respectively. The film cooling effectiveness was measured at the fixed blowing ratio, M=2.0, using pressure sensitive paint (PSP) technique. The mainstream velocity was 10 m/s and the turbulence intensity was about 0.5%. Results showed that the film cooling effectiveness for case of $30^{\circ}$ angled slot was higher than that of $45^{\circ}$ angled slot. It was found that there was no positive effect of Coanda effect on the overall averaged film cooling effectiveness for the $30^{\circ}$ angled slot. On the other hand, for the $45^{\circ}$ angled slot, the film cooling effectiveness was improved with the installation of the Coanda bump.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권1호
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• pp.1-9
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• 2014

본 논문은 고속압력감응페인트기법(Fast-Responding PSP)을 소개하고, 이를 이용하여 정지비행상태에 있는 축소형 로터 블레이드의 표면(윗면) 압력을 측정해봄으로서 PSP를 이용한 로터 블레이드 표면 압력 측정의 정확성과 그에 따른 실험기법의 타당성을 검증하기 위하여 수행되었다. 실험을 위한 광원으로는 532 nm 파장을 가지는 Pulsed laser를 사용하였고, PSP 측정 기법으로는 Lifetime 기법을 적용하였다. 또한, 모델 표면에 도포된 압력감응페인트는 반응성이 높은 Porous PSP가 사용되었다. 로터 블레이드는 NACA0012 익형을 가지고 있으며 길이 340 mm, 코드 40 mm의 직사각 형상 1종과 끝단의 후퇴각이 다른 4종의 형상을 사용하였다. 로터 블레이드의 콜렉티브 피치각 변화에 따른 표면 압력 분포를 측정하였으며 측정된 결과를 통해 콜렉티브 피치각이 증가할수록 윗면의 압력이 낮아지는 것을 정성적으로 확인하였고, 정량적인 압력계수는 NASA의 실험 데이터와 비교하여 약 0.4~0.7 정도 높은 경향성을 보였다.

• 한국가시화정보학회:학술대회논문집
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• 한국가시화정보학회 2004년도 Proceedings of 2004 Korea-Japan Joint Seminar on Particle Image Velocimetry
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• pp.75-80
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• 2004

Aerospike nozzles have been expected to be used for an engine of a reusable space shuttle to respond to growing demand for rocket-launching and its cost reduction. In this study, the flow field structures in any cross sections around clustered linear aerospike nozzles are visualized and analyzed, using laser induced fluorescence (LIF) of nitrogen monoxide seeded in the carrier gas of nitrogen. Since flow field structures are affected mainly by pressure ratio, the clustered linear aerospike nozzle is set inside a vacuum chamber to carry out the experiments in the wide range of pressure ratios from 75 to 200. Flow fields are visualized in several cross-sections, demonstrating the complicated three-dimensional flow field structures. Pressure sensitive paint (PSP) of PtTFPP bound by poly- IBM -co-TFEM is also applied to measurement of the complicated pressure distribution on the spike surface, and to verification of contribution of a truncation plane to the thrust. Finally, to examine the effect of the sidewalls attached to the aerospike nozzle, the flow fields around the nozzle with the sidewalls are compared with those without sidewalls.

• 한국가시화정보학회:학술대회논문집
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• 한국가시화정보학회 2004년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.9-18
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• 2004

초음속 유동하에서 측추력기 주위의 유동 현상을 실험 및 수치해석을 이용하여 해석하였다. 실험은 버지니아공대의 초음속 풍동과 건국대의 초음속 풍동을 사용하였으며 계산 코드는 Aerosoft 사의 GASP(ver.4.0)과 건국대의 AADL3D를 사용하였다. 실험결과는 Schlieren, Shadow graph 등의 가시화 장치와 압력 센서와 PSP(Pressure Sensitive Paint)를 이용하여 유동장 특성과 압력분포를 구하여 실제 작용되는 힘과 모멘트를 구하였다. 실험조건은 자유류의 흐름이 마하수 4 이고 측추력기와 자유류의 압력비가 532 이었다. 성능향상 방안으로 측추력기 후방에 램프를 설치하는 것을 제안하였으며 이에 대한 실험을 수행하여 수직력에 대한 변화는 없지만 피칭다운 모멘트가 약 $70\%$ 감소함을 보여주어 실제로 성능이 향상되었음을 입증하였다. 또한 측추력기의 성능에 영향을 주는 여러 가지 인자들에 대한 가시화실험을 수행하여 그 이해를 돕고자 하였으며, 현재 건국대에서 보유하고 있는 고속유동 관련 실험장치의 소개와 이를 이용한 연구들을 소개하므로써 압축성 유동장 연구에 이러한 실험장치의 필요성에 대한 이해를 구하고자 한다.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제15권2호
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• pp.5-11
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• 2012

In this paper, the heat transfer coefficient measurement techniques using TSP(temperature sensitive paint) were introduced and the results of a comparative study on the heat transfer coefficient measurement by steady state and transient TSP techniques were discussed. The distributions of heat transfer coefficient by a single $60^{\circ}$ inclined impingement jet on a flat surface were measured by both techniques. Tested Reynolds number based on the jet diameter (d) was 30,000 and the distance between jet exit and target plate (L) was fixed at 10d. Results showed that the measured Nusselt number by both techniques indicated significant difference except near the center of impingement jet. Also, the heat transfer coefficients measured by the transient TSP technique were affected by the reference temperature of the jet. Based on the measured data, characteristics of both TSP techniques were analyzed and suggestions for applying them were also given.