• 한국가시화정보학회지
• /
• 제9권2호
• /
• pp.61-65
• /
• 2011

Several previous works on rocket nozzle flows have revealed the existence of the transition from FSS to RSS and the occurrence of asymmetric flow associated with the boundary layer separation, which can cause excessive side-loads of the propulsion system. Thus, it is of practical importance to investigate the asymmetric flow behaviors of the propulsion nozzle and to develop its control method. In the present study, the asymmetric flow control method using a cavity system was applied to supersonic nozzle flow. Time-dependent asymmetric flow was experimentally investigated with the rate of change of the nozzle pressure ratio. The results obtained showed that the cavity system installed on nozzle wall would be helpful in fixing the unsteady motions of the boundary layer separation, consequently reducing the possibility of the occurrence of the asymmetric flow.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
• /
• pp.100-105
• /
• 2005

본 연구에서는 초음속 충동형 터빈의 유동특성을 알아보기 위해 소형 초음속 풍동을 설계하였으며 Single pass Schlieren system을 이용하여 유동을 가시화하였다. 실험은 2차원 초음속 노즐과 익렬을 조합하여 노즐-익렬 간극에 따라 실시하였다. 실험을 통해 유동을 가시화하고 익렬 내부의 압력을 측정하였다. 그리고 이를 통해 충격파를 포함한 복잡한 유동 형태와 노즐-익렬, 충격파-경계층 상호작용 등, 초음속 충동형 터빈의 유동측성을 관찰할 수 있었다.

• Journal of Mechanical Science and Technology
• /
• 제15권12호
• /
• pp.1816-1821
• /
• 2001

Two-dimensional blow-down type supersonic wind tunnel was designed and built to investigate the transient behavior of the startup of a supersonic flow from rest. The contour of the divergent part of the nozzle was determined by the MOC calculation. The converging part of the nozzle, upstream of fille throat was contoured to make the flow uniform at the throat. The flow characteristics of the steady supersonic condition were visualized using the high-speed schlieren photography. The Mach number was evaluated from the oblique shock wave angle on a sharp wedge with halt angle of 5 degree. The measured Mach number was 2.4 and was slightly less than the value predicted by the design calculation. The initial transient behavior of the nozzle was recorded by a high-speed digital video camera with schlieren technique. The measured transition time from standstill to a steady supersonic flow was estimated by analyzing the serial images. Typical transition time was approximately 0.1sec.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
• /
• 한국전산유체공학회 2004년도 춘계 학술대회논문집
• /
• pp.154-159
• /
• 2004

Numerical simulations of supersonic impinging jet flows are carried out using the axisymmetric Navier-Stokes code. This paper focuses on the oscillatory flow features associated with the variation of the nozzle pressure ratio and nozzle-to-plate distance. Frequencies of the surface pressure oscillation from computational results are in accord with the measured impinging tones for various cases of nozzle-to-plate distance. The variation of this frequency with distance show a staging behavior. Computed results for the case of nozzle pressure ratio variation for a fixed nozzle-to-plate distance also demonstrate a staging behavior. These two seemingly different staging behaviors are found to obey the same frequency-distance characteristics when the frequency and the distance are normalized by using the length of the shock cell.

• 한국군사과학기술학회지
• /
• 제4권2호
• /
• pp.256-262
• /
• 2001

Viscous solutions of supersonic side jet nozzle and supersonic jet impinging on a flat plate are simulated using three-dimensional Navier-Stokes solver. For rapid and abrupt control of a missile in supersonic flight, side jet on a missile body is found to be a useful devise as evidenced by recent missile development at several nations. The magnitude of the side jet and the duration of it decide the level of control of such a missile system. The aerodynamic characteristics of the side jet devise itself are examined in terms of key parameters such as the side jet nozzle geometry, the chamber pressure and temperature. On the other hand, the jet impinging flow structure exhibits such complex nature as shock shell, plate shock and Mach disk depending on the flow parameters. Among others, the dominant parameters are the ratio of the nozzle exit pressure to the ambient pressure and the distance between the nozzle exit plane and the impinging plane. As the plate is placed close to the nozzle, the computed wall pressure at or near the jet center oscillates with large amplitude with respect to the mean value. The amplitude of wall pressure fluctuations subsides as the plate/nozzle distance increases, and the frequency of the wall pressure is estimated on the order of 10.0 KHz. Objectives of this paper are to show accurate simulation of nozzle flow itself and to demonstrate the jet flow structure when the jet interacts with a wall at a close range.

• 한국추진공학회지
• /
• 제9권4호
• /
• pp.66-72
• /
• 2005

본 연구에서는 초음속 충동형 터빈의 유동특성을 알아보기 위해 소형 초음속 풍동을 설계하였으며 Single pass Schlieren system을 이용하여 유동을 가시화하였다. 실험은 2차원 초음속 노즐과 익렬을 조합하여 블레이드 앞전 형상과 노즐-익렬 간극에 따라 실시하였다. 실험을 통해 충격파를 포함한 복잡한 유동 형태와 노즐-익렬, 충격파-경계층 상호작용 등을 관찰할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
• /
• pp.313-316
• /
• 2011

초음속 유동과 2상 유동이 공존하는 화염유도로 내 유동해석을 위한 사전 해석검증의 일환으로, 초음속 단상 노즐 플룸의 2차원 축대칭 해석과 물 분사가 포함된 3차원 2상 아음속 유동을 해석하였다. 단상초음속 노즐 플룸의 경우 충격파 셀 구조를 통해 물리적으로 위배되는 현상은 발견되지 않았다. 물분사가 포함된 3차원 2상 아음속 유동의 경우, 액적의 거동과 기화 과정을 정성적으로 볼 수 있었으며 물 분사시 고온공기의 냉각 모사가 가능함을 확인할 수 있었다. 이들 기초 검증 결과들은 추후 초음속 2상 물분사 플룸 유동에 적용되어 3차원 화염유도로 해석에 응용될 예정이다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제14권3호
• /
• pp.23-29
• /
• 2010

일반적으로 충동형을 채용하는 초음속 터빈의 경우, 이론적으로 노즐에서 모든 유동의 가속이 이루어지므로, 초음속 노즐은 특히 초음속 터빈의에서 중요한 부분 중의 하나이다. 본 논문에서는 부분 흡입형 초음속 터빈의 노즐 형상에 따른 성능 특성을 분석하기 위하여 유동 해석을 실시하였다. 노즐은 원형 노즐, 정사각 노즐, 직선 사각 노즐과 굽은 사각 노즐 등의 네 종류를 사용하였다. 해석결과 터빈 내에서 발생하는 유체역학적 손실은 노즐 형상에 크게 영향을 받으며, 부분 흡입 손실 또한 노즐 형상에 크게 영향을 받는 것을 알 수 있었다. 특히, 굽은 사각 노즐이 가장 좋은 성능을 나타내었다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제8권3호
• /
• pp.53-60
• /
• 2004

노즐과 익렬의 상호작용과 부분입사 효과를 연구하기 위해 노즐과 터빈의 익렬을 같이 계산하였고, 충격파의 구조와 유동의 현상을 밝혀내기 위해 많은 계산을 하였다. 지배방정식은 시간에 관해서는 오일러 음해법으로, 공간에 관해서는 유한체적법을 사용하여 2차의 상류차분법으로 이산화하였으며 $\kappa$-$\varepsilon$ 난류 모델을 사용하였다. 본 논문에서는 익렬의 앞전에서 발생한 충격파와 확장파가 노즐 유동에 영향을 주는 것과 익렬내부의 유동이 노즐에서 발생한 충격파의 영향을 받는 것을 확인하였다.

• 대한기계학회논문집
• /
• 제12권3호
• /
• pp.582-589
• /
• 1988

본 연구에서는 작동유체로서 습공기를 사용하였을때 수반되는 응축에 의한 전 압손실을 실험과 수치해석을 통하여 정체점에 있어서의 습공기의 온도, 과포화도 및 노즐 팽창율의 효과와 액적 질량비 (g)과의 관계로서 구명하였다.