• 한국전산유체공학회지
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• 제5권1호
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• pp.43-59
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• 2000

Characteristic boundary conditions are discussed in conjunction with a flux-difference splitting formulation as modified from Roe's linearization. Details of how one can implement the characteristic boundary conditions which are made compatible with the interior point formulation are described for different types of boundaries including subsonic outflow and adiabatic wall. The validity of boundary conditions are demonstrated through computation of transonic airfoil, supersonic ogive-cylinder, hypersonic cylinder, and S-duct internal flows. The computed wall pressure distributions are compared with published experimental and computed data. Objectives of this paper are thus to give insight of formulation procedure of a flux-difference splitting method and to pave ways for other users to adopt present boundary procedure on their numerical methods.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제1회(2012년)
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• pp.5-8
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• 2012

임계마하수란 에어포일의 표면에서 음속에 도달하는 부분이 생기기 시작하는 가장 낮은 Mach number라 한다. 임계마하수는 천음속에서 자유류가 임계마하수보다 조금 커지면 항력이 급격하게 증가하게 된다. 그렇기 때문에 임계마하수가 큰 에어포일이 천음속 항공기 설계에 있어서 매우 중요한 역할을 하게 된다. 이번 연구는 학부과정에서 배운 임계마하수에 대해 정의하고, EDISON_CFD를 이용하여 에어포일에 따라서 임계마하수가 달라지는 것을 확인해 보았다. 그 결과 에어포일이 두꺼워질수록 낮은 마하수에서 Shock이 발생하는 것을 확인할 수 있었다. 마지막으로 EDISON_CFD를 이용하여 계산된 임계마하수 값과 이론값을 비교한 결과, 높은 정확도를 확인할 수 있었다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제7권1호
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• pp.1-12
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• 2006

In this study, a surrogate model is applied to multi-objective aerodynamic optimization design. For the balanced exploration and exploitation, each objective function is converted into the Expected Improvement (EI) and this value is used as fitness value in the multi-objective optimization instead of the objective function itself. Among the non-dominated solutions about EIs, additional sample points for the update of the Kriging model are selected. The present method was applied to a transonic airfoil design. Design results showed the validity of the present method. In order to obtain the information about design space, two data mining techniques are applied to design results: Analysis of Variance (ANOVA) and the Self-Organizing Map (SOM).

• 한국전산유체공학회지
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• 제14권4호
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• pp.31-40
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• 2009

Although optimization by sequentially refining metamodels is known to be computationally very efficient, the metamodel that can be used for this purpose is limited to Kriging method due to the difficulties related with sample points selections. The present study suggests a novel method for sequentially refining metamodels using Pareto Frontiers, which can be used independent of the type of metamodels. It is shown from the examples that the present method yields more accurate metamodels compared with full-factorial optimization and also guarantees global optimum irrespective of the initial conditions. Finally, in order to prove the generality of the present method, it is applied to a 2D transonic airfoil optimization problem, and the successful design results are obtained.

• 대한기계학회논문집B
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• 제38권12호
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• pp.1009-1015
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• 2014

본 연구는 NACA0012 천음속 에어포일 유동에 있어서 비평형 응축이 Force 계수(압력, 양력 및 항력계수)에 미치는 영향을 TVD 수치해석을 통하여 연구하였다. 정체점 온도 298 K, 받음각 ${\alpha}=3^{\circ}$인 경우, 주류 마하수 0.78~0.81에서는 정체점 상대습도의 증가함에 따라 양력은 단순 감소한다. 반면 Lift force break 마하수 영역의 주류 마하수에서는 정체점 상대습도의 증가에 따라 양력은 오히려 증가한다. 받음 각 ${\alpha}=3^{\circ}$, 정체점 상대습도가 0%인 경우, 주류 마하수의 증가에 따라 항력은 급격하게 증가하지만, 응축의 영향이 큰 60%인 경우에는 주류 마하수의 증가에 조금 증가할 뿐이다. 동일한 주류 마하수인 경우 비평형 응축에 따른 전 항력의 감소는 받음각과 정체점 상대습도가 증가할수록 크게 된다. 응축이 없는 ${\Phi}_0=0%$인 경우는 주류 마하수가 크고 받음각이 클수록 Wave drag은 크게 되나 응축의 영향이 비교적 큰 ${\Phi}_0=50%$ 이상인 경우는 오히려 Wave drag이 작아지는 것으로 나타났다. 한편, 정체점 상대습도가 낮고, 주류 마하수가 클수록 충격파 직전의 최대 마하수는 커지는 것으로 나타났다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2005년도 추계 학술대회논문집
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• pp.163-167
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• 2005

A research to evaluate efficiency of design optimization was performed for aerodynamic design optimization problem in distributed computing environment. The aerodynamic analyses which take most of computational work during design optimization were divided into several jobs and allocated to associated PC clients through network. This is not a parallel process based on domain decomposition rather than a simultaneous distributed-analyses process using network-distributed computers. GBOM(gradient-based optimization method), SAO(Sequential Approximate Optimization) and RSM(Response Surface Method) were implemented to perform design optimization of transonic airfoil and to evaluate their efficiencies. One dimensional minimization followed by direction search involved in the GBOM was found an obstacle against improving efficiency of the design process in distributed computing environment. The SAO was found quite suitable for the distributed computing environment even it has a handicap of local search. The RSM is apparently the fittest for distributed computing environment, but additional trial and error works needed to enhance the reliability of the approximation model are annoying and time-consuming so that they often impair the automatic capability of design optimization and also deteriorate efficiency from the practical point of view.

• 대한기계학회논문집B
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• 제21권2호
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• pp.316-328
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• 1997

There were appreciable progresses on the study of shock wave / boundary layer interaction control in the transonic flow without nonequilibrium condensation. But in general, the actual flows associated with those of the airfoil of high speed flight body, the cascade of steam turbine and so on accompany the nonequilibrium condensation, and under a certain circumstance condensation shock wave occurs. Condensation shock wave / boundary layer interaction control is quite different from that of case without condensation, because the droplets generated by the result of nonequilibrium condensation may clog the holes of the porous wall for passive control and the flow interaction mechanism between the droplets and the porous system is concerned in the flow with nonequilibrium condensation. In these connections, it is necessary to study the condensation shock wave / boundary layer interaction control by passive cavity in the flow accompanying nonequilibrium condensation with condensation shock wave. In the present study, experiments were made on a roof mounted half circular arc in an indraft type supersonic wind tunnel to evaluate the effects of the porosity, the porous wall area and the depth of cavity on the pressure distribution around condensation shock wave. It was found that the porosity of 12% which was larger than the case of without nonequilibrium condensation produced the largest reduction of pressure fluctuations in the vicinity of condensation shock wave. The results also showed that wider porous area, deeper cavity for the same porosity of 12% are more favourable "passive" effect than the cases of its opposite. opposite.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권2호
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• pp.108-118
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• 2014

근사모델을 이용한 최적설계 문제에서는 설계변수의 수가 증가함에 따라 근사모델의 정확도를 확보하기 위한 계산 횟수가 급격히 증가한다. 이를 해결하기 위해 저정확도 모델을 바탕으로 고정확도 모델로 보정하는 Variable-Fidelity Modeling을 이용하였다. 본 논문에서 Variable-Fidelity Model로는 계층적 크리깅 모델을 이용하였으며, 다목적 유전자 알고리즘과 결합하여 최적화 프레임워크를 제안하였다. 이 방법의 유용성을 검증하기 위하여 천음속 영역에 대한 익형 최적 설계를 하였다. 설계변수로는 PARSEC의 파라메터를 이용하였으며, 서로 다른 격자수를 가지는 경우 그리고 서로 다른 정확도를 가지는 해석자를 이용한 경우에 관하여 해석을 수행하였다. 검증을 위해 단일 정확도 모델에 대한 최적화 결과와 비교하였다. 모든 경우에 관하여 파레토 라인이 유사하게 나오는 것을 확인 할 수 있었으며, 계산시간은 계층적 크리깅 모델을 이용한 Variable-Fidelity Model이 단일 정확도 모델에 비하여 훨씬 줄어들었다. 이를 바탕으로 본 논문의 방법이 단일 정확도를 가지는 모델에 대한 최적화 방법과 유사한 정확도를 가지며 더욱 효율적임을 확인 할 수 있다.