• 한국전산유체공학회지
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• 제11권4호
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• pp.81-89
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• 2006

Two dimensional turbulent flow simulations on the low Mach number - high Reynolds number flow about the NACA 4412 airfoil are carried out as the airfoil approaches a ground. It has turned out that angle of attack between 2 and 8 degrees is recommended for the airfoil to utilize the benefit of ground effect. For the large angle of attack, the increment of lift due to the ground effect is faded away and negative aerodynamic effect such as destabilizing aspect in static longitudinal stability occurs and the separation point moves to forward as the airfoil approaches a ground.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2006년도 추계 학술대회논문집
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• pp.199-205
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• 2006

Two dimensional turbulent flow simulations on the low Mach number - high Reynolds number flow about the NACA 4412 airfoil are carried out as the airfoil approaches a ground. It has been turned out that angle of attack between 2 and 8 is recommended for the airfoil to utilize the benefit of ground effect. For the large angle of attack, the increment of lift due to the ground effect is eliminated and negative aerodynamic effect such as destabilizing aspect in static longitudinal stability are occurred as the airfoil approaches a ground.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제1회(2012년)
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• pp.89-92
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• 2012

초음속 항공기를 설계하는데 있어서 일반적인 항공기와는 다른 성능이 요구되는데 그것은 바로 초음속에 의한 충격파가 발생시키는 추가적인 항력을 감소시키는 일이다. 날개의 Airfoil 형상을 결정하기 위해서는 공력 특성을 파악해야 하는데, 이를 알아보는 데 있어서 EDISON_CFD를 사용하였다. 충격파의 생성을 지연시키는 Supercritical Airfoil의 여러 형상에 필요한 격자를 생성하여 비점성, 압축성 유동 해석을 수행하였다. 비교에 필요한 다섯 개의 NASA Supercritical Airfoil을 선정하여, 아음속과 초음속으로 나누어 받음각에 따른 양력계수와 항력계수를 도출하고, 이를 토대로 양항비를 추정해 보았다. 추려진 것 중 가장 우수한 공력성능을 보이는 airfoil을 선정하였는데 그 결과 NASA SC-0403 airfoil의 공력 성능이 가장 뛰어나 그것을 선정하기로 하였고, 또한 2차원 공력 해석에서 얻은 양력계수를 면적에 대하여 적분하여 날개에서의 양력과 항력을 추정하였다.

• 한국신재생에너지학회:학술대회논문집
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• 한국신재생에너지학회 2009년도 추계학술대회 논문집
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• pp.478-481
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• 2009

As a first step for aerodynamic analysis of vertical axis wind turbine, dynamic stall characteristics of airfoil was investigated. Dynamic stall of wind turbine airfoil is caused by severe variation of angle of attack and relative velocity of flow around airfoil. Angle of attack and relative velocity can be expressed with tip speed ratio. Variation of angle of attack is strongly dependent on the tip speed ratio. For tip speed ratio, 1.4 and free stream velocity, 15m/s, dynamic stall characteristics of wind turbine airfoil is compared with those of oscillating airfoil having same angle of attack variation.

• 풍력에너지저널
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• 제4권2호
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• pp.55-60
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• 2013

The mathematical implementation for inverse airfoil design of wind turbines is presented using vortex panel method based on assumptions of the two-dimensional incompressible potential flow. The vortex panel method employs linear distribution of the vortex strength to obtain the well converged solution. Stream function is adopted to get the basic formula for the inverse airfoil design, and a symmetric seed airfoil is given for initial data of the iteration approach. The final airfoil shape has been compared with the original airfoil shape for validation of the mathematical procedure.

• 한국경영과학회:학술대회논문집
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• 대한산업공학회/한국경영과학회 2000년도 춘계공동학술대회 논문집
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• pp.709-712
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• 2000

본 연구는 turbine compressor airfoil의 측정 및 검사 업무에서 edge(leading edge/trailing edge) 부위에서 자주 발생하는 프로브 slip현상으로 인한 측정 오차를 최소화하기 위하여 터빈 압축기의 airfoil 형상 규격에 대하여 살펴보고, 균일 샘플링방법을 이용하여 최소제곱법으로 보상하여 최적의 형상을 구하는 방법을 제시하고자 한다. 국내 기업에서는 airfoil형상의 edge부위를 검사할 때 leading edge부위의 타원 형상과 trailing edge부위의 원 형상을 AutoCAD상에서 임의로 그려서 규격을 검사하고 있다. 따라서 본 연구에서는 edge부위에서 발생하는 측정오차를 최소화하기 위하여 보다 정확하고 체계적인 fitting 방법을 도입함으로써, airfoil의 형상치수에 관한 규격검사 업무의 신뢰성과 효율을 향상시키고자 한다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2002년도 추계학술대회논문초록집
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• pp.365.2-365
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• 2002

The flow field around a symmetrical airfoil in a uniform flow under the generation of noise was studied by experiments and numerical simulation. The experiments are conducted by visualizing the surface flow over the airfoil with a shear-sensitive liquid-crystal coating and by measuring the instantaneous velocity field around the trailing edge of the airfoil. The numerical simulation was carried out by LES. (omitted)

• 한국항공우주학회지
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• 제41권7호
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• pp.509-515
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• 2013

본 연구에서 익형 형상 설계를 위해 전역적 다목적 최적화 기법인 적응영역 다목적 유전자 알고리즘 코드를 개발하였다. 저마하수에서 최대 양력과 순항조건에서 최대 양항비를 동시에 만족시키기 위해 목적함수로 양력계수와 양항비를 선정하였으며, 익형 형상 설계를 위해 PARSEC 기법을 이용하였다. 그 결과 참조 익형 대비 나은 공력 특성을 나타내는 2개의 익형이 선택되었으며 최대 양력과 양항비는 첫 번째 익형에 대해 약 4.89%, 5.38% 증가하였으며, 두 번째 익형에 대해 약 7.13%, 4.33% 증가하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제25권6호
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• pp.776-785
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• 2001

Hot-wire measurements are performed in boundary layers developing on a NACA0012 airfoil over which wakes pass periodically. The Reynolds number based on chord length of the airfoil is 2$\times$10(sup)5 and the wakes are generated by circular cylinders rotating clockwise and counterclockwise around the airfoil. This paper and its companion Part II describe the phenomena of wake-induced transition of the boundary layers on the airfoil using measured data; phase-and time-averaged streamwise mean velocities, turbulent fluctuations, integral parameters and wall skin frictions. This paper describes the background and facility together with results of time-averaged quantities. Due to the passing wake with mean velocity defects and high turbulence intensities, the laminar boundary layer is periodically disturbed at the upstream station and becomes steady-state transitional boundary layer at the downstream station. The velocity defect in the passing wake changes the local pressure at the leading of the airfoil, significantly affects the time-mean pressure distribution on the airfoil and eventually, has influence on the transition process of the boundary layer.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권2호
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• pp.139-145
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• 2012

천음속 영역에 적합하도록 개발된 수정 Sonic Arc 익형의 저속 공력특성에 대해 조사하였다. 이 익형은 Schwendenman이 제안한 sonic arc 형상 함수와 NACA0012 형상 data 그리고 상용 프로그램 Maple을 이용하여 설계하였다. 수정 Sonic Arc 익형의 저속공력 특성을 조사하기 위해 마하수 0.3 이하에서 수치해석을 수행하고 그 결과를 NACA0012 익형의 저속 공력성능과 비교분석하였다. 각 마하수에서 수정 sonic arc 익형의 항력은 NACA0012의 항력보다 약 1.5% 정도 작게 나타났으며, 양력 비교에서도 수정 Sonic Arc 익형의 양력은 NACA0012의 양력보다 약 2% 정도 일정하게 작게 나타났다. 또한 각 마하수에서 수정 Sonic Arc 익형의 모멘트 계수는 NACA0012의 값보다 약 1.4% 정도 작게 나타났다.