• 대한기계학회논문집B
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• 제40권2호
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• pp.75-83
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• 2016

터보기계 내부 유동장은 역압력구배, 고속 유동으로 인해 매우 복잡하며, 이를 해석하기 위해 보다 정교한 난류 모델이 요구된다. 유동 해석을 위해 대수모델, 2-방정식 와점도 모델 등이 널리 사용되고 있으나, 매우 복잡한 유동을 모사하는데 어려움이 있다. 본 연구에서는 복잡한 유동에서의 예측성능이 우수하다고 알려진 Durbin의 V2-F난류 모델을 자체 개발 코드인 T-Flow에 적용하였으며, 채널 및 압축기 캐스캐이드 유동 해석 결과를 이용하여 난류 모델을 검증하였다. 또한 저속 압축기 동익 해석을 통해 터보기계 내부 유동에서의 적용 가능성을 판단하였다. 그 결과, V2-F난류 모델은 1-방정식, 2방정식 난류 모델보다 우수한 블레이드 표면 압력 분포 예측성능을 보였다.

• 한국전산구조공학회논문집
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• 제30권1호
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• pp.31-37
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• 2017

본 논문에서는 이종재질로 구성된 세장비가 큰 보의 차원축소와 복원의 효율성과 정확성을 입증하기 위하여 VABS와 3차원 유한요소해석 모델의 결과와 비교하였다. 그리고 3차원 유한요소모델과 차원축소 모델을 가상균열닫힘법을 이용하여 에너지 해방률을 계산하였다. 원형과 사각형의 단면에 초기 크랙을 가진 수치모델을 이용하여 보의 차원축소와 복원기법 및 가상균열닫힘법을 이용하여 복원해석 결과 및 에너지 해방률을 비교하여 효율성과 정확성을 입증하였다. 특히 제시된 에너지 해방률 계산 기법은 고고도 무인기의 날개, 헬리콥터 로터 블레이드, 풍력 블레이드, 틸트로터 등의 정적, 동적 모델링 및 수명평가에 활용될 수 있을 것이다.

• Wind and Structures
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• 제17권6호
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• pp.647-670
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• 2013

The paper presents a numerical approach to study of fluid flow characteristics and to predict performance of wind turbines. The numerical model is based on Finite-volume method (FVM) discretization of unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes (URANS) equations. The movement of turbine blades is modeled using moving mesh technique. The turbulence is modeled using commonly used turbulence models: Renormalization Group (RNG) k-${\varepsilon}$ turbulence model and the standard k-${\varepsilon}$ and k-${\omega}$ turbulence models. The model is validated with the experimental data over a large range of tip-speed to wind ratio (TSR) and blade pitch angles. In order to demonstrate the use of numerical method as a tool for designing wind turbines, two dimensional (2-D) and three-dimensional (3-D) simulations are carried out to study the flow through a small scale Darrieus type H-rotor Vertical Axis Wind Turbine (VAWT). The flows predictions are used to determine the performance of the turbine. The turbine consists of 3-symmetrical NACA0022 blades. A number of simulations are performed for a range of approaching angles and wind speeds. This numerical study highlights the concerns with the self-starting capabilities of the present VAWT turbine. However results also indicate that self-starting capabilities of the turbine can be increased when the mounted angle of attack of the blades is increased. The 2-D simulations using the presented model can successfully be used at preliminary stage of turbine design to compare performance of the turbine for different design and operating parameters, whereas 3-D studies are preferred for the final design.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권11호
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• pp.964-972
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• 2007

공기역학적으로 최대동력계수를 얻을 수 있도록 최적화된 블레이드를 장착한 수평축 풍력터빈 모델을 아음속 풍동에 장착하여 공력특성을 실험하였다. Upwind 방식과 downwind방식의 풍력 터빈 로터의 공력 특성을 비교하였을 때, 후자가 전자에 비해 측정토크의 교란이 더 크게 나타났으며, 이는 지지대에서 발생된 후류와 블레이드의 상호간섭이 원인으로 작용한다고 여겨진다. 블레이드 설치각이 0o인 경우에 설계 속도비 6에 해당하는 위치에서 최대 동력계수를 보여주고 있어 설계 조건을 잘 만족함을 알 수 있었다. 또한 음의 피치각 변화가 같은 값의 양의 피치각 변화에 비해 더 커다란 동력 감소가 발생되는 결과를 보여주었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권10호
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• pp.761-769
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• 2013

헬리콥터의 후류가 공기력에 미치는 영향은 매우 크다. 하지만 후류의 형상은 매우 복잡하며 예상하기 힘들다. 본 연구에서는 수치적인 방법을 통하여 후류를 자세히 관찰할 것이다. 후류에서의 와류를 자세히 관찰하기 위한 수치적 방법으로는 와류격자법과 자유후류법을 사용하였다. 본 연구에서 제자리 비행에서의 후류 형상을 관찰하였다. 적절한 추력계수를 갖는 제자리 비행에서는 익단 와류 뿐 아니라 블레이드의 안쪽에서 발생하는 counter-rotating vortex도 관찰할 수 있다. 이러한 와류들이 아래로 내려가면서 익단 와류와 counter-rotating vortex가 서로 가까워지며 서로에게 영향을 끼치게 된다. 이에 따라 와류들은 자체적인 불안정성으로 인해 형상이 변한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권7호
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• pp.20-28
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• 2002

본 연구에서는 로터의 후류 효과 및 실속 후 특성을 고려하여 30kW급 상반회전 풍차 시스템에 대한 공력성능 해석을 수행하였다. 기본 공력이론은 모멘텀 이론과 2차원 준정상 공기력 이론을 통합한 형태를 사용하였다. 로터의 후류영향을 고려하기 위해 축소형 풍차 블레이드 모델에 대한 풍동시험 결과를 적절히 이용하였으며, 이로부터 보조로터를 지난 후류의 축속도 및 각속도 성분을 결정하였다. 또한, Glauert의 최적 작동판 이론과 Prandtl의 익단손실 효과를 고려하여 30kW급 풍차 시스템에 대한 최적 시위 및 비틀림 분포를 구하였으며, 기존의 단일 로터 시스템과의 공력성능 비교를 통하여 상반회전 풍차 시스템의 효율성 및 우수성을 입증하고자 하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권5호
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• pp.399-406
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• 2016

대형 풍력터빈은 지상 전단 흐름 내에서 회전하면서 주기적인 유입속도의 변동 조건 하에 운용된다. 수직 전단흐름에 의해서 경계층 내의 유입 속도는 최고점에서 속도가 최대가 되고 최저점에서 속도가 최소가 된다. 이러한 공간적인 풍속 분포는 풍력터빈 로터의 허브와 저속회전축에서 6분력 하중에 대한 주기적인 진동을 야기한다. 본 연구에서는 수직 전단 흐름 효과를 무시한 균일 흐름장과 지상 전단 흐름효과를 고려한 두 가지 경우에 대한 공력 하중을 비교분석하였다. 계산 결과로부터 허브에서의 추력과 굽힘모멘트, LSS의 굽힘모멘트가 크게 변동하는 결과를 보여주었다. 따라서 지상 전단흐름 효과를 반영한 공력 해석이 피로 해석을 위해서 반드시 필요함을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권7호
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• pp.574-581
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• 2012

로터를 이용한 무인비행체는 노출된 블레이드로 운용 시 위험이 따른다. 반면 덕티드팬은 블레이드 주위를 덕트로 감싸 위험요소를 줄여주고, 동일 동력 하중을 사용한 로터보다 향상된 추력성능을 보인다. 본 논문에서는 덕티드 팬의 장점을 적용하고자 세 개의 덕티드 팬으로 구성된 삼중 덕티드 팬 비행체 형상을 제안한다. 크기가 동일한 두 개의 덕티드 팬과, 크기가 다른 한 개의 덕티드 팬으로 구성되며 3개의 덕티드 팬 중 하나는 추력 방향 조절을 통해 신속한 자세 제어가 가능하다. 삼중 덕티드 팬 비행체의 운동방정식을 유도 하였고, 리아푸노프 함수를 적용하여 시스템을 안정하게 하는 제어 입력을 도출하였다. 그리고 비행체 초기모델의 파라미터를 적용하여 비선형 모델 시뮬레이션을 통해 안정한 자세각이 출력됨을 확인하고 결과를 분석하였다.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제16권6호
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• pp.19-25
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• 2013

The effect of tip gap height on heat/mass transfer characteristics on the floor of cavity squealer tip has been investigated in a turbine cascade for power generation by employing the naphthalene sublimation technique. The squealer rim height is chosen to be an optimal one of $h_{st}/c$ = 5.51% for the tip gap height-to-chord ratios of h/c = 1.0, 2.0, 3.0 and 4.0%. The results show that heat transfer on the cavity floor is strongly dependent upon the behavior of the cavity flow falling down onto the floor. For lower h/c, the floor heat transfer is influenced by the tip leakage flow falling down along the inner face of the suction-side squealer, whereas the floor heat transfer for higher h/c is augmented mainly due to the impingement of leakage flow on the floor near the leading edge. Compared to the plane tip surface heat transfer, the cavity floor heat transfer is less influenced by h/c. For h/c = 1.0%, the average thermal load is as low as a half of the plane tip surface one, and the difference in the thermal load between the two cases tends to decrease with increasing h/c.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.195-201
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• 2008

In the jet engines on the aircrafts cruising at high altitude over 20 km and subsonic speed, the Reynolds number in terms of the compressor blades becomes very low. In such an operating condition with low Reynolds number, it is widely reported that total pressure loss of the air flow through the compressor cascades increases dramatically due to separation of the boundary layer and the secondary-flow. But the detail of flow mechanisms causes the total pressure loss has not been fully understood yet. In the present study, two series of numerical investigations were conducted to study the effects of Reynolds number on the aerodynamic characteristics of compressor cascades. At first, the incompressible flow fields in the two-dimensional compressor cascade composed of C4 airfoils were numerically simulated with various values of Reynolds number. Compared with the corresponding experimental data, the numerically estimated trend of total pressure loss as a function of Reynolds number showed good agreement with that of experiment. From the visualized numerical results, the thickness of boundary layer and wake were found to increase with the decrease of Reynolds number. Especially at very low Reynolds number, the separation of boundary layer and vortex shedding were observed. The other series, as the preparatory investigation, the flow fields in the transonic compressor, NASA Rotor 37, were simulated under the several conditions, which corresponded to the operation at sea level static and at 10 km of altitude with low density and temperature. It was found that, in the case of operation at high altitude, the separation region on the blade surface became lager, and that the radial and reverse flow around the trailing edge become stronger than those under sea level static condition.