• 한국농림기상학회지
• /
• 제10권3호
• /
• pp.82-93
• /
• 2008

보다 자동화된 방법으로 신뢰성 있는 난류 플럭스의 자료를 생산하기 위해서 Hong and Kim(2002)의 난류 품질 관리 프로그램을 개선하고 개선된 프로그램을 광릉산림에 적용하여 복잡한 산림지역에서 난류 플럭스의 특성을 조사하였다. 개선된 프로그램을 이용하여 2005년 1월부터 5월까지 광릉 수목원에 위치한 주 타워의 두 고도(20m와 40m)에서 관측된 난류 자료에 대하여 품질 검사를 실시하였다. 개선전과 비교해 개선된 프로그램은 이상점(outlier)에 해당되는 자료들을 많이 제거하였다. 자료의 품질체계는 4등급(Good, Dubious, Missing, Bad)으로 분류하였으며 본 분석에서 사용된 기간의 자료 중 25%는 결측이었고(Missing 등급), 60%는 Good 등급으로 분류되었다. 고도 별로는 40m에서 관측된 자료가 20m에서 관측된 자료보다 Bad 등급의 자료수가 적었는데 이는 20m가 식생 꼭대기에 인접한 거칠기 아층에 해당하고 또한 풍속도 더 낮은데 기인한다. Bad 등급으로 분류된 자료의 주원인은 낮은 풍속으로 나타났다. 분석 기간 동안의 에너지 수지의 닫힘은 약 40%로 나타났고 이러한 에너지 불균형의 부분적인 이유로는 열 저장항들이 고려되지 않은 점, 토양열 플럭스 측정의 불확실성, 복잡한 지형 등에 의한 국지풍에 의한 이류 등이 복합적으로 작용했을 것으로 생각된다. 광릉에서 발생하는 상향 운동량 플럭스는 국지풍의 발달 시 높은 발생률을 보여 이 둘이 밀접히 관련되어 있음을 나타낸다. 야간에 낮은 음의 $CO_2$ 플럭스가 발생하는 경우에 대하여 평균 시간을 증가시킴에 따른 $CO_2$ flux의 변화를 조사한 결과 평균시간이 10분 이상 증가함에 따라 $CO_2$ flux의 절대값이 빠르게 증가하는 경향을 보였다. 이는 야간에 $CO_2$ 플럭스는 중규모 운동이나 비정상성(nonstationarity) 등의 영향을 많이 받고 있음을 시사한다. 그러므로 야간에 보다 정확한 난류 플럭스 값을 산출하기 위해서는 평균시간의 적절한 조절이 필요할 것으로 보인다.

• 한국해안·해양공학회논문집
• /
• 제25권6호
• /
• pp.374-385
• /
• 2013

부유 퇴적물의 입자 운동에 대한 수치실험이 굴곡이 있는 해저면 위에서 수행되었다. 해저면 경계층의 난류 유속장은 LES 난류모델을 사용하여 구현하였고, 난류 흐름 속에서의 퇴적물 입자운동은 Lagrangian 입자추적 모델을 사용하여 구현하였다. 수치실험을 통하여 두개의 다른 유속조건을 사용하였는데, 파랑주기를 비롯한 다른 모든 조건은 동일하게 유지한 가운데 오직 최대 유속만 다르게 하여 실험을 수행하였다. 예상한 것과 같이 부유되는 퇴적물 입자의 양은 유속이 강할 수록 증가하였다. 그러나 예상하지 못한 결과도 관측되었는데 그것은 비록 최대유속외에 다른 모든 조건은 동일하더라도 퇴적물이 부유되는 양상은 다르게 나타날 수 있다는 것이다. 특히 퇴적물이 부유하게 되는 시간이 위상평균한 파장 주기안에서 서로 다르게 나타나는 것이 발견되었는데, 이는 해저면 굴곡 주위에서 유속에 의해 생성되는 난류 와동의 생성시간이 다르기 때문에 일어나는 것으로 밝혀졌다. 이전의 연구에서도 알려진 바와 같이 이런 난류 와동들이 퇴적물의 부유현상에 미치는 영향은 지대한 것으로 확인되었으며, 또한 이런 와동들의 생성시간은 유속의 크기에 따라 달라 질 수 있음이 밝혀졌다. 이로인해 해저면 굴곡 위에서 퇴적물의 부유현상을 보다 정확하게 규명하기 위해서는 파랑의 여러가지 복잡한 변수들을 고려하여야 함이 이번 실험을 통하여 입증되었다. 또한 퇴적물 입자의 부유에 영향을 미치는 난류 에너지분포 역시 생성된 난류 와동에 많은 영향을 받는 것으로 나타났다. 이번 연구를 통하여 유속의 세기변화 만으로도 퇴적물이 부유되는 시간이 굴곡이 있는 해저면에서 바뀔 수 있는 것으로 확인되었으며, 이는 향후 퇴적물 부유에 대한 연구를 할때 해저면 구조와 유속구조의 상관관계를 보다 신중히 검토해야 함이 밝혀졌다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
• /
• pp.91-93
• /
• 2003

A comprehensive numerical study is carried out to investigate for the understanding of the flow evolution and flame development in a supersonic combustor with normal injection of ncumally injecting hydrogen in airsupersonic flows. The formulation treats the complete conservation equations of mass, momentum, energy, and species concentration for a multi-component chemically reacting system. For the numerical simulation of supersonic combustion, multi-species Navier-Stokes equations and detailed chemistry of H2-Air is considered. It also accommodates a finite-rate chemical kinetics mechanism of hydrogen-air combustion GRI-Mech. 2.11[1], which consists of nine species and twenty-five reaction steps. Turbulence closure is achieved by means of a k-two-equation model (2). The governing equations are spatially discretized using a finite-volume approach, and temporally integrated by means of a second-order accurate implicit scheme (3-5).The supersonic combustor consists of a flat channel of 10 cm height and a fuel-injection slit of 0.1 cm width located at 10 cm downstream of the inlet. A cavity of 5 cm height and 20 cm width is installed at 15 cm downstream of the injection slit. A total of 936160 grids are used for the main-combustor flow passage, and 159161 grids for the cavity. The grids are clustered in the flow direction near the fuel injector and cavity, as well as in the vertical direction near the bottom wall. The no-slip and adiabatic conditions are assumed throughout the entire wall boundary. As a specific example, the inflow Mach number is assumed to be 3, and the temperature and pressure are 600 K and 0.1 MPa, respectively. Gaseous hydrogen at a temperature of 151.5 K is injected normal to the wall from a choked injector.A series of calculations were carried out by varying the fuel injection pressure from 0.5 to 1.5MPa. This amounts to changing the fuel mass flow rate or the overall equivalence ratio for different operating regimes. Figure 1 shows the instantaneous temperature fields in the supersonic combustor at four different conditions. The dark blue region represents the hot burned gases. At the fuel injection pressure of 0.5 MPa, the flame is stably anchored, but the flow field exhibits a high-amplitude oscillation. At the fuel injection pressure of 1.0 MPa, the Mach reflection occurs ahead of the injector. The interaction between the incoming air and the injection flow becomes much more complex, and the fuel/air mixing is strongly enhanced. The Mach reflection oscillates and results in a strong fluctuation in the combustor wall pressure. At the fuel injection pressure of 1.5MPa, the flow inside the combustor becomes nearly choked and the Mach reflection is displaced forward. The leading shock wave moves slowly toward the inlet, and eventually causes the combustor-upstart due to the thermal choking. The cavity appears to play a secondary role in driving the flow unsteadiness, in spite of its influence on the fuel/air mixing and flame evolution. Further investigation is necessary on this issue. The present study features detailed resolution of the flow and flame dynamics in the combustor, which was not typically available in most of the previous works. In particular, the oscillatory flow characteristics are captured at a scale sufficient to identify the underlying physical mechanisms. Much of the flow unsteadiness is not related to the cavity, but rather to the intrinsic unsteadiness in the flowfield, as also shown experimentally by Ben-Yakar et al. [6], The interactions between the unsteady flow and flame evolution may cause a large excursion of flow oscillation. The work appears to be the first of its kind in the numerical study of combustion oscillations in a supersonic combustor, although a similar phenomenon was previously reported experimentally. A more comprehensive discussion will be given in the final paper presented at the colloquium.