• 한국수자원학회:학술대회논문집
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• 한국수자원학회 2019년도 학술발표회
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• pp.105-105
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• 2019

보나 여수로와 같은 수공구조물의 주변에서 발생하는 흐름 거동은 구조물 모서리에서 발생하는 흐름분리(flow separation)와 이에 따른 전단층(shear layer)과 재순환(recirculation) 흐름 영역의 발달 그리고 분리된 흐름의 재부착(reattachment)이 특징이다. 공학적으로 난류의 해석에 있어서 이러한 흐름 거동들을 정확하게 예측하는 것은 수공구조물 설계에 있어서 중요하다. 이 연구에서는 흐름 분리와 재순환 영역의 발달 그리고 흐름 재부착을 포함하는 후방계단(backward-facing step) 흐름을 155,000의 레이놀즈수 조건에서 하이브리드 RANS/LES 모델을 적용하여 해석결과를 평가한다. 하이브리드 모델로는 벽에 인접한 격자의 해상도에 상대적으로 민감하지 않은 SST(shear-stress transport) 난류 모델을 이용하는 DES(detached-eddy simulation) 기법을 적용하였다. 계단 높이가 h인 계산영역은 흐름방향 길이가 34h, 높이는 계단 상류와 하류에서 각각 1h와 2h 그리고 폭은 $2{\pi}$이다. 계단은 상류단으로부터 10h 하류부 지점에 위치한다. 경계조건으로 상부와 하부 벽면에 대해서는 비활조건을 적용한다. 상류부 수로에서 완전 발달한 흐름을 재현하기 위해서 유입경계조건은 유입부 하류 $2{\pi}h$ 지점에서 계산된 유속과 난류량을 매핑(mapping)기법을 이용하여 반복적으로 적용한다. 총 3.1백만개와 7.3백만개의 셀로 계산영역을 구현한 두 개의 계산격자 그리고 약 3.1백만개의 셀을 이용했지만 벽면 근처에서의 격자 구성을 다른 방식으로 설정한 두 가지 격자를 이용하여 격자 해상도가 DES 수치해석 결과에 미치는 영향을 분석하였다. 수치해석결과는 본 연구에서 상류단 조건으로 적용한 매핑기법이 대상 수로에서 완전 발달한 흐름을 잘 재현함을 보여주며, 합리적인 DES 해석 결과를 얻기 위해서는 벽에 수직한 방향으로 적절한 격자의 해상도와 분포가 필요함을 보여준다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권2호
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• pp.99-107
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• 2014

본 연구에서는 원격 조종 소형 비행기에서 주로 사용되고 있는 Kline-Fogleman 익형의 저 레이놀즈수 공력 특성을 분석하는 연구를 수행하였다. NACA4415와 이를 기반으로 한 Kline-Fogleman 익형의 공력특성을 비교하였다. 본 연구는 ANSYS Fluent를 활용하였으며, 유동은 비압축성으로 가정하고, 난류모델 $k-{\omega}$ SST를 사용하였다. 이를 통하여 Kline-Fogleman 익형의 공기역학적 원리를 규명하였으며 계산된 레이놀즈수 $3{\times}10^3{\sim}3{\times}10^6$ 범위에서 Kline-Fogleman 익형이 NACA4415에 비해 양력계수가 향상됨을 확인하였다. 특히 레이놀즈수 $2.4{\times}10^5$이하의 영역에서는 Kline-Fogleman 익형의 양항비가 NACA4415에 비해 26%까지 향상되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권6호
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• pp.38-44
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• 2010

과팽창 상태의 로켓 노즐에서 발생하는 충격파 경계층 간섭 형태는 엔진 시동 및 정지과정 중 예기치 않은 횡력을 수반한다. 본 연구에서는 비정상 노즐 구동 압력비 변화가 유동장의 천이형태 및 횡력 특성에 어떠한 영향을 미치는지 조사하기 위하여 수치해석적 연구를 수행하였다. 비정상, 축대칭, 압축성 N-S 방정식을 유한 체적법으로 이산화 하였으며, 난류모델은 SST k-${\omega}$을 적용하였다. 엔진 정지 및 시동과정을 모사하기 위하여, NPR은 2~10의 범위에서 계산 하였다. 본 연구의 결과로 박리 유동과 히스테리시스 현상은 구동 압력비에 크게 의존하며, 또한 압력비 변동 시간이 횡력 특성에 지대한 영향을 미칠 수 있음을 알았다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제37권7호
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• pp.629-636
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• 2013

공압 부상은 베르누이 원리에 기초한다. 그러나 공압 부상 방법은 제품의 원가 상승의 요인이 되는 대량의 유량을 소모하는 것으로 알려져 있다. 이 논문에서는 베르누이 부상 유동의 통찰력을 얻기 위해 수치 해석 연구를 수행하였다. 3차원 압축성 Navier-Stokes 방정식과 SST k-${\omega}$ 난류모델에 유한 체적법을 적용하여 계산하였다. 기체 유량, 공정 제품의 직경 그리고 원형실린더와 공정 제품사이의 간극을 다양하게 변화하여 공정 제품 주위의 유동 특성을 조사하였다. 그 결과 부상력을 위한 최적의 간극과 공급 기체 유량이 증가하면 큰 부상력이 발생한다는 것을 알았다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제16권5호
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• pp.2985-2992
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• 2015

본 연구에서는 엇갈린형 관군에 대해 ANSYS FLUENT v.14의 SST 난류모델을 적용하여 가로피치, 튜브표면, 와류발생기위치 등의 변화에 따른 열전달 및 압력강하 특성을 이론적으로 해석하였다. CFD 해석시 튜브표면의 온도는 363 K, 입구측 공기온도는 313 K이고 입구측 속도는 5 m/s에서 10 m/s까지 가정하였다. 그 해석결과로서 열전달계수는 가로피치에 대한 영향은 큰 차이가 없었고, 튜브표면의 돌기형상은 열전달 및 압력강하 특성에서 원형이 톱니형보다 적절하게 나타내었으며, 와류발생기의 설치 경우에는 열전달특성이 튜브의 전방부 위치가 후방부 위치보다 약 4.6% 정도로 우수함을 보였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권3호
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• pp.259-267
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• 2017

본 연구에서는 카이스트에서 개발된 비정렬격자 기반의 유동 해석자를 이용하여 KARI-11-180 익형, SDM과 천음속 비행체 주변 유동장에 대한 수치해석을 수행하였다. 유동장을 해석하기 위하여 RANS가 수치적으로 풀이되었으며, Roe가 제안한 FDS 방법을 사용하여 비점성 플럭스를 계산하였다. 난류 모델은 SA 모델, SST 모델, ${\gamma}-{\widetilde{Re}}_{{\theta}t}$모델이 사용되었다. KARI-11-180 익형 유동 해석 결과 천이현상을 고려하였을 때 항력 계수가 더 작게 예측되었으며, 계산된 공력 특성은 전반적으로 실험 결과와 잘 일치하였다. SDM의 경우 날개 앞전에서 유동 박리현상이 발생하였으며, 계산된 공력 특성이 EFD 결과와 유사한 경향을 보였다. 천음속 비행체의 경우 자유류 마하수가 0.9일 때 주 날개에서 발생하는 충격파를 성공적으로 포착하였으며, 실험 결과와 해석된 결과 사이의 유사성을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제15권5호
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• pp.10-18
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• 2011

스크램제트 연소기용 파일런 분사기를 공력가열로부터 보호하기 위한 새로운 냉각 방법을 제안하고, 이를 수치적으로 검증하였다. 비행 마하수가 8인 경우를 고려하였으며, 공기를 냉각 유체로 고려하였다. 수치연구를 위하여 3차원 Navier-Stokes 방정식과$k-{\omega}$ SST 난류 모델을 이용하였다. 냉각류를 파일런 위쪽에서 하향 분사하는 방법은, 냉각류를 파일런 바닥 쪽에서 상향 분사하는 방법에 비해 적은 유량으로 더 나은 냉각효과를 나타내었다. 또한, 순압력 구배 상황에서 냉각류를 분사함으로써 분사유동의 박리가 줄어들고 파일런 분사기 앞쪽에 유동장 교란이 줄어들어, 압력손실 저감 효과가 있음을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권6호
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• pp.1-7
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• 2005

비압축성 평균 Navier-Stokes 방정식에 $\varepsilon{-SST}$ 난류 모델을 적용하여 정사각주 주위 유동과 지면의 간극 유동을 해석하였다. 지면이 운동할 경우에는 지면의 박리 전단층의 강도가 약화되어 사각주 상/하부의 박리 전단층 상호 작용을 촉진시키므로 고정 지면에 비하여 더 낮은 간극에서도 와류 배출이 발생한다. 지면 효과를 고려할 경우 고정 지면의 경우와는 달리 지면의 박리 거품이 존재하지 않게 되고, 이로 인하여 2차 박리 주파수는 나타나지 않는다. 이와 더불어 지면이 운동할 경우 고정 지면에 비해 더 높은 와류 배출 주파수와 공력 계수가 나타남을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권1호
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• pp.20-28
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• 2010

스크램제트 연소기 내 파일런 분사기의 연료-공기 혼합특성을 살펴보았으며, 공력가열로부터 파일런을 보호하기 위한 막냉각의 효과를 조사하였다. 수치연구를 위하여 3차원 Navier-Stokes 방정식과 $k-{\omega}$ SST 난류 모델을 이용하였다. 연료인 수소와 공기를 냉각 유체로 고려하였다. 파일런 분사기를 이용하는 경우 침투거리가 증대되고, 혼합률도 주목할 만큼 증대되었으나, 공력가열에 의한 파일런의 전방 표면 과열을 확인하였다. 파일런 전방에 파일런 표면에 평행한 냉각 제트를 분사하는 막냉각을 이용하면 파일런 표면의 과열을 막을 수 있음을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권4호
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• pp.289-296
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• 2011

본 논문에서는 항공기의 항력 감소를 위해 페어링 형상을 설계하고 설계 형상에 대한 공력해석을 수행하였다. 페어링은 날개 끝과 날개-동체 접합부에 대해 적용되었다. 날개끝 페어링의 경우 날개 전체에 대한 유동 해석을 수행하였고 날개-동체 페어링에 대해서는 전기체에 대한 해석을 수행하였다. Menter의 ${\kappa}-{\omega}$ SST 난류 모델이 적용된 3차원 RANS 코드를 이용하였으며 유동 해석을 실시하였다. 페어링의 형상과 유무에 따른 해석 결과를 비교하여 각각의 페어링 날개와 항공기의 항력에 미치는 영향을 확인하였다.