• Wind and Structures
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• 제30권5호
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• pp.485-497
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• 2020

A study, using potential water wave theory, is conducted on the oblique water wave motion over two fixed submerged rectangular blocks (breakwaters) placed over a finite step bottom. We have considered infinite and semi-infinite fluid domains. In both domains, the Fourier expansion method is employed to obtain the velocity potentials explicitly in terms of the infinite Fourier series. The unknown coefficients appearing in the velocity potentials are determined by the eigenfunction expansion matching method at the interfaces. The derived velocity potentials are used to compute the hydrodynamic horizontal and vertical forces acting on the submerged blocks for different values of block thickness, gap spacing between the two blocks, and submergence depth of the upper block from the mean free surface. In addition, the wave load on the vertical wall is computed in the case of the semi-infinite fluid domain for different values of blocks width and the incident wave angle. It is observed that the amplitudes of hydrodynamic forces are negligible for larger values of the wavenumber. Furthermore, the upper block experiences a higher hydrodynamic force than the lower block, regardless of the gap spacing, submergence depth, and block thickness.

• Wind and Structures
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• 제15권6호
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• pp.509-529
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• 2012

Traditionally, a quasi steady response concerning the aerodynamic force and moment coefficients acting on a flat plate while 'flying' through the air has been assumed. Such an assumption has enabled the flight paths of windborne debris to be predicted and an indication of its potential damage to be inferred. In order to investigate this assumption in detail, a series of physical and numerical simulations relating to flat plates subject to autorotation has been undertaken. The physical experiments have been carried out using a novel pressure acquisition technique which provides a description of the pressure distribution on a square plate which was allowed to auto-rotate at different speeds by modifying the velocity of the incoming flow. The current work has for the first time, enabled characteristic pressure signals on the surface of an auto-rotating flat plate to be attributed to vortex shedding.

• Wind and Structures
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• 제28권5호
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• pp.331-345
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• 2019

Long-span bridge decks are often shaped as streamlined to improve the aerodynamic performance of the deck. There are a number of important shaping parameters for a streamlined bridge deck. Their effects on aerodynamics should be well understood for shaping the bridge deck efficiently and for facilitating the bridge deck design procedure. This study examined the effect of various shaping parameters such as the bottom plate slope, width ratio and side ratio on aerodynamic responses of single box streamlined bridge decks by employing unsteady RANS simulation. Steady state responses and flow field were analyzed in detail for wide range of bottom plate slopes, width and side ratios. Then for a particular deck shape Reynolds number effect was investigated by varying its value from $1.65{\times}10^4$ to $25{\times}10^4$. The aerodynamic response showed very high sensitivity to the considered shaping parameters and exhibited high aerodynamic performance for a particular combination of shaping parameters.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권11호
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• pp.849-854
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• 2013

본 연구에서는 편대비행하는 고속 항공기의 날개 끝 와류의 공력 간섭 효과를 연구하기 위해서 풍동실험기법이 적용되었다. 편대비행에서 앞선 항공기의 날개 끝에서 발생하는 와류가 뒤따르는 항공기의 공력 특성에 영향을 미칠 수 있다. 흐름의 간섭 효과는 앞선 항공기와 뒤따르는 항공기의 날개 끝 사이의 거리에 따라서 변화된다. 본 연구의 실험결과 앞선 항공기에서 발생되는 날개 끝 와류는 뒤따르는 항공기의 공력 및 모멘트 계수를 변화시킴을 확인하였다. 특히, 후방 항공기의 양력계수는 수직 및 수평 위치에 따라 y/b=-0.125, z/b=0.0에서 가장 많이 증가되거나 y/b=-0.5, z/b=0.38에서 가장 크게 감소됨을 확인하였으며, 두 항공기로부터 발생된 날개 끝 와류의 간섭 현상이 자세히 관찰되었다.

• Wind and Structures
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• 제26권5호
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• pp.267-277
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• 2018

Numerical simulations are performed of a long flexible cylinder undergoing vortex-induced vibration at a Reynolds number of 500. The cylinder is pinned at both ends, having an aspect ratio of 100 (cylinder length to cylinder diameter) and a mass ratio of 4.2 (structural mass to displaced fluid mass). Temporal and spatial information on the cross-flow (CF) and in-line (IL) vibrations is extracted. High modal vibrations up to the $6^{th}$ in the CF direction and the $11^{th}$ in the IL direction are observed. Both the CF and IL vibrations feature a multi-mode mixed pattern. Mode competition is observed. The $2^{nd}$ mode with a low frequency dominates the IL vibration and its existence is attributed to a wave group propagating back and forth along the span. Distributions of fluid force coefficients are correlated to those of the CF and IL vibrations along the span. Histograms of the x'-y motion phase difference are evaluated from the total simulation time and a complete vibration cycle representing the standing or travelling wave pattern. Correlations between the phase difference and the vibrations are discussed. Vortex structures behind the cylinder show an interwoven near-wake pattern when the standing wave pattern dominates, but an oblique near-wake pattern when the travelling wave pattern prevails.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권10호
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• pp.843-852
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• 2016

실제 씨앗의 3차원 형상과 운동요소에 기반하여 단풍나무(Acer palmatum 종) 씨앗의 자동회전 비행을 수치적으로 해석하였다. 운동요소의 표준 값은 낙하속도는 1.26 m/s, 회전속도는 133.6 rad/s (1,276 rpm), 코닝 각은 $19.4^{\circ}$, 피치 각은 $-1.5^{\circ}$이다. 씨앗 날개의 스팬 안쪽에 위치한 컴팩트한 앞전 와류가 씨앗 날개 바람 반대면에 커다란 부압을 발생하게 하였다. 부압의 피크는 안쪽 스팬 단면 앞전 부근에 발생하였다. 본 연구에서 얻어진 현저한 앞전 와류로 특징되는 흐름 형태와 공기력 계수의 값은 동적 상사를 갖도록 한 로봇 씨앗에 대하여 실험적으로 측정한 자료와 잘 일치하였다. 바람 반대 영역에 발달한 나선형 와류는 씨앗 끝을 향하여 전진하고 씨앗 끝 부분에서 이곳을 지나는 흐름과 합쳐지는데, 이와 같은 흐름이 자동회전하는 단풍나무 씨앗의 안정되고 부착된 LEV를 유지하게 하는 메카니즘으로 여겨진다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권9호
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• pp.765-772
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• 2015

칼새 비행의 생체모방 초소형 비행체 적용 가능성을 확인하기 위한 공력측정과 위상동기 PIV 연구가 수행되었다. 2축 회전자유도의 로봇 날개 모델과 불어내기식 풍동을 사용하였다. 비틀림 각은 ${\pm}0$, ${\pm}5$, ${\pm}10$, ${\pm}20$도의 진폭을 갖고, 스트로크각은 90도의 위상차를 갖는 단순조화함수로 변화시켰다. 비틀림 각에 따른 시간에 대한 양력계수 변화는 작은 공력감소와 지연만을 나타내며 주목할 만한 차이를 보이지 않았다. 그러나 항력은 작은 비틀림 각 변화가 큰추력을 생성할 수 있음을 보여주었다. 이러한 것들은 칼새가 비행 중에 작은 비틀림 각을 사용하는 이유를 간접적으로 설명해 준다. PIV연구 결과는 공력지연이 날개주위의 와류구조와 밀접한 관계있다는 것을 보여준다. 이러한 결과는 칼새 모방형 초소형비행체 설계에 있어 비틀림 각은 필수적인 파라미터로서 반드시 고려되어야 함을 의미한다.

• 한국수산과학회지
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• 제34권6호
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• pp.643-651
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• 2001

축제식 양식장에서 수차에 의한 순환효과를 재현하기 위해 수치모형을 개발하였다. 수치모형의 지배방정식으로는 2차원 수심적분 Reynolds 방정식을 사용하였고, 수차에 의한 가속도는 축력을 수차날개에 의해 밀려가는 유체의 질량으로 나눈 값으로 산정하였다. 수치모형을 적용하여 1대의 수차를 작동하고서 수차로부터 직선방향 loin 간격으로 관측된 유속자료와 비교하였다. 모형의 보정을 위해 유량보정계수와 무차원 와점성계수의 민감도를 실험하였다. 유량보정계수는 본 연구에서 처음 제시된 항으로 실험결과 15와 20에서 모형의 결과가 관측값과 가장 유사하였다. 유량보정 계수는 관측자료가 없거나 관측이 용이하지 않을 경우 효과적으로 사용할 수 있으며, 특히 수치실험에서 수차에 의해 발생하는 복잡한 수리특성을 비교적 단순하게 처리할 수 있다는 장점이 있다. Reynolds 응력을 Boussinesq 근사로 표현하는 녈 연구에 서 무차원 와점성계수는 6이 가장 적당한 것으로 계산되었다. 바람에 의한 전단효과를 파악하기 위해 유향 $0^{\circ}C,\;90^{\circ}C,\;180^{\circ}C$ 그리고 풍속 0, 2.5, 5와 7.5m/s 조건의 경우를 비교하였다. 풍향이 수차에 의한 제트류 방향과 평행하거나 정반대일 경우 유속변화는$1\%$ 이하이나, 제트류에 직각으로 향할 경우 제트류 좌우의 와류는 풍향에 따라 위치가 뚜렷이 바뀌며, 유속은 약 $4\%$까지 감소하는 것으로 나타났다. 유속변화 $4\%$는 바람응력 외에 호지의 기하학적 평면구조 혹은 변장비 등에 따른 효과도 포함하는 것으로 생각되었다. 호지에 미치는 바람에 의한 유속변화가 $4\%$ 이하인 것으로 보아, 바람웅력의 영향은 매우 미약한 것으로 나타났다. 그러나 호지의 기하학적 특성과 관련한 와류형성 기구에 대해서 바람이 미치는 효과는 무시할 수 없는 것으로 생각되었다. 모형은 또한 축제식 양식장 2곳에 적용하였다. 양식장 호지 A와B는 각기 변장비 1.05와 0.68, 면적 1.02ha와 0.66ha 그리고 평균수심 1.2m를 갖는다. 각각의 호지에 수차 4대를 작동하고서 관측된 유속과 수치모형을 적용한 계산결과를 회귀 해석하였다. 호지A에서 유향 및 유속의 상관계수는 각기 0.8928, 0.6782이며 호지 B의 경우 각기 0.8539, 0.7071인 것으로 나타났다 따라서 본 연구에서 사용된 모형은 호지의 순환특성을 비교적 잘 재현하였으며, 향후 수차운영과 양식호지의 수질관리에 관한 유용한 도구로 사용될 수 있을 것으로 생각하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.671-679
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• 2008

The effect of Pre-cooled Turbojet Engine installation and nozzle exhaust jet on Hypersonic Turbojet EXperimental aircraft(HYTEX aircraft) were investigated by three-dimensional numerical analyses to obtain aerodynamic characteristics of the aircraft during its in-flight condition. First, simulations of wind tunnel experiment using small scale model of the aircraft with and without the rectangular duct reproducing engine was performed at M=5.1 condition in order to validate the calculation code. Here, good agreements with experimental data were obtained regarding centerline wall pressures on the aircraft and aerodynamic coefficients of forces and moments acting on the aircraft. Next, full scale integrated analysis of the aircraft and the engine were conducted for flight Mach numbers of M=5.0, 4.0, 3.5, 3.0, and 2.0. Increasing the angle of attack $\alpha$ of the aircraft in M=5.0 flight increased the mass flow rate of the air captured at the intake due to pre-compression effect of the nose shockwave, also increasing the thrust obtained at the engine plug nozzle. Sufficient thrust for acceleration were obtained at $\alpha=3$ and 5 degrees. Increase of flight Mach number at $\alpha=0$ degrees resulted in decrease of mass flow rate captured at the engine intake, and thus decrease in thrust at the nozzle. The thrust was sufficient for acceleration at M=3.5 and lower cases. Lift force on the aircraft was increased by the integration of engine on the aircraft for all varying angles of attack or flight Mach numbers. However, the slope of lift increase when increasing flight Mach number showed decrease as flight Mach number reach to M=5.0, due to the separation shockwave at the upper surface of the aircraft. Pitch moment of the aircraft was not affected by the installation of the engines for all angles of attack at M=5.0 condition. In low Mach number cases at $\alpha=0$ degrees, installation of the engines increased the pitch moment compared to no engine configuration. Installation of the engines increased the frictional drag on the aircraft, and its percentage to the total drag ranged between 30-50% for varying angle of attack in M=5.0 flight.