• 한국지능시스템학회논문지
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• 제20권6호
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• pp.748-754
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• 2010

깨어진 항아리 조각들을 가상 공간에서 조립하기 위하여 조각 표면을 이용한 빠른 3차원 회전축 추정 방법을 제안한다. 물체의 원형성과 표면의 국지적 평면성을 이용하여 대칭축을 찾는 방법을 사용한다. 항아리 조각 같은 회전축 대칭 물체는 반지름이 다른 여러 원통의 중첩으로 생각될 수 있다. 각 원통의 원형성을 회전축 계산에 이용한다. 먼저, 표면 위 임의의한 점을 지정하고 그 점을 통과하는 여러 개의 원통상의 궤도를 각각의 곡률의 변화를 측정 검사하여 조사한다. 올바른 원의 궤도는 곡률의 변화가 없을 것이므로 가장 작은 곡률의 변화가 원의 궤도로 선택된다. 또한 원의 중심점으로 축이 통과하는 경로가 되므로 원의 중심점이 축의 위치가 된다. 표면의 국지적 평면성과 프로파일 곡선 근사를 통한 축 위치 추정 방법 또한 연구 되었다. 제안된 방법은 기존의 방법에 비해 계산 속도가 향상되었고 조각의 부위에 영향을 받지 않는 강건성을 가짐을 실험적으로 입증하였다.

• 대한전자공학회논문지TC
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• 제45권2호
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• pp.119-126
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• 2008

본 논문에서는 엔드론치형 구형도파관 어댑터 해석을 위하여 루프 결합 모델을 제안하고, 이를 토대로 입력 임피던스의 모드 해석식을 유도하였다. 구형도파관 내의 전파모드와 고차모드들에 따른 입력 임피던스의 영향을 분석하고, 설계변수에 대하여 고찰하였다. 또한 선행 연구에서 제안된 방식과 상용 해석 툴인 HFSS의 해석결과를 바탕으로 제안한 해석식이 타당함을 검증하였다. 제안한 엔드론치형 구형도파관 어댑터는 특성 임피던스 $50{\Omega}$을 갖는 동축선의 내부도체와 WR90 상용도파관내에서 길이가 17.6mm인 급전루프가 연결된 결합구조이다. 이러한 구조에서 앤드론치형 어댑터는 정재파비(VSWR)가 2.0이하인 기준에서 7.5GHz에서 10.6GHz 대역을 갖는다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.648-651
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• 2010

FAR25급 터보프롭 항공기에서 프로펠러는 고속으로 비행할 수 있는 추력을 얻기 위해 공기역학적으로 우수하며 높은 효율을 가져야 한다. 프로펠러 형상 설계를 위한 익형은 전형적인 터보프롭 항공기 프로펠러에 사용되는 Clark-Y를 적용하였다. 프로펠러 공력설계 및 해석에는 최소에너지손실을 위한 조건을 만족시키도록 설계하는 와류-깃요소 이론(Vortex-Blade element theory)에 근거한 Adkins의 방법을 이용한 Javaprop을 이용하였다. 시위길이와 피치각 분포를 변경해 가며 FAR25급 터보프롭 항공기의 설계점에 가장 효율적인 프로펠러 형상을 생성하였으며, 전산유체역학을 이용하여 생성된 프로펠러 공력특성 분석을 통해 프로펠러 설계결과가 FAR25급 터보프롭 항공기에 적용 가능함을 확인하였다.

• 한국컴퓨터정보학회논문지
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• 제22권1호
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• pp.63-69
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• 2017

In this paper, we propose a method to optimize the geometry and installation position of the mixer in the selective catalytic reduction (SCR) system by computational fluid dynamic(CFD). Using the commercial CFD software of CFD-ACE+, the flow dynamics of the flue gas was numerically analyzed for improving the injection uniformity of the reduction agent. Numerical analysis of the mixed gas heat flow into the upstream side of the primary SCR catalyst layer was performed when the denitrification facility was operated. The characteristics such as the flow rate, temperature, pressure loss and ammonia concentration of the mixed gas consisting of the flue gas and the ammonia reducing gas were examined at the upstream of the catalyst layer of SCR. The temperature difference on the surface of the catalyst layer is very small compared to the flow rate of the exhaust gas, and the temperature difference caused by the reducing gas hardly occurs because the flow rate of the reducing gas is very small. When the mixed gas is introduced into the SCR reactor, there is a slight tendency toward one wall. When the gas passes through the catalyst layer having a large pressure loss, the flow angle of the exhaust gas changes because the direction of the exhaust gas changes toward a smaller flow. Based on the uniformity of the flow rate of the mixed gas calculated at the SCR, it is judged that the position of the test port reflected in the design is proper.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.671-686
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• 2004

The shock-induced combustion ramjet (shcramjet) is a hypersonic airbreathing propulsion concept which over-comes the drawbacks of the long, massive combustors present in the scramjet by using a standing oblique detonation wave (a coupled shock-combustion front) as a means of nearly instantaneous heat addition. A novel shcramjet combustor design that makes use of wedge-shaped flameholders to avoid detonation wave-wall interactions is proposed and analyzed with computational fluid dynamics (CFD) simulations in this study. The laminar, two-dimensional Navier-Stokes equations coupled with a non-equilibrium hydrogen-air combustion model based on chemical kinetics are used to represent the physical system. The equations are solved with the WARP (window-allocatable resolver for propulsion) CFD code (see: Parent, B. and Sislian, J. P., “The Use of Domain Decomposition in Accelerating the Convergence of Quasihyperbolic Systems”, J. of Comp. Physics, Vol. 179, No. 1,2002, pages 140-169). The solver was validated with experimental results found in the literature. A series of steady-state numerical simulations was conducted using WARP and it was deter-mined by means of thrust potential calculations that this combustor design is a viable one for shcramjet propulsion: assuming a shcramjet flight Mach number of twelve at an altitude of 36,000 m, the geometrical dimensions used for the combustor give rise to an operational range for combustor inlet Mach numbers between six and eight. Different shcramjet flight Mach numbers would require different combustor dimensions and hence a variable geometry system in or-der to be viable.

• International Journal of Naval Architecture and Ocean Engineering
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• 제6권3호
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• pp.562-577
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• 2014

A reliable steady/transient hydro-elastic analysis is developed for flexible (composite) marine propeller blade design which deforms according to its environmental load (ship speed, revolution speed, wake distribution, etc.) Hydro-elastic analysis based on CFD and FEM has been widely used in the engineering field because of its accurate results however it takes large computation time to apply early propeller design stage. Therefore the analysis based on a boundary element method-Finite Element Method (BEM-FEM) Fluid-Structure Interaction (FSI) is introduced for computational efficiency and accuracy. The steady FSI analysis, and its application to reverse engineering, is designed for use regarding optimum geometry and ply stack design. A time domain two-way coupled transient FSI analysis is developed by considering the hydrodynamic damping ffects of added mass due to fluid around the propeller blade. The analysis makes possible to evaluate blade strength and also enable to do risk assessment by estimating the change in performance and the deformation depending on blade position in the ship's wake. To validate this hydro-elastic analysis methodology, published model test results of P5479 and P5475 are applied to verify the steady and the transient FSI analysis, respectively. As the results, the proposed steady and unsteady analysis methodology gives sufficient accuracy to apply flexible marine propeller design.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권9호
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• pp.759-768
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• 2016

고고도 장기체공 태양광 무인기 EAV-3의 프로펠러를 설계하고 전산해석을 수행하였다. 실험설계법(Design of Experiment, DOE)을 사용하여 설계변수들의 실험점들을 획득하고 목적함수와 구속함수들에 대한 크리깅 근사모델을 생성하였다. 요구조건 및 제약조건들과 함께 반응면을 평가하여 프로펠러 형상을 설계하였으며, 근사모델 기반의 최적설계를 수행하여 설계의 타당성을 검증하였다. 상용 CFD 코드를 이용하여 해석을 수행하고 그 결과를 설계코드 및 시험결과와 비교하였다. 설계점 고도에서 해석 결과가 설계코드의 예측과 잘 일치하였다. 또한 시험장치와 지지대 기둥에 의한 폐쇄효과가 풍동시험 결과에 포함되어 있으며, 이를 포함한 해석 결과가 시험 결과와 잘 일치함을 확인하였다.

• 한국농공학회논문집
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• 제53권1호
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• pp.29-36
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• 2011

HPAI (High pathogenic avian influenza) which is a disease legally designated as an epidemic generally shows rapid spread of disease resulting in high mortality rate as well as severe economic damages. Because Korea is contiguous with China and southeast Asia where HPAI have occurred frequently, there is a high risk for HPAI outbreak. A prompt treatment against epidemics is most important for prevention of disease spread. The spread of HPAI should be considered by both direct and indirect contact as well as various spread factors including airborne spread. There are high risk of rapid propagation of HPAI flowing through the air because of collective farms mostly in Korea. Field experiments for the mechanism of disease spread have limitations such as unstable weather condition and difficulties in maintaining experimental conditions. In this study, therefore, computational fluid dynamics which has been actively used for mass transfer modeling were adapted. Korea has complex terrains and many livestock farms are located in the mountain regions. GIS numerical map was used to estimate spreads of virus attached aerosol by means of designing three dimensional complicated geometry including farm location, road network, related facilities. This can be used as back data in order to take preventive measures against HPAI occurrence and spread.

• 대한기계학회논문집B
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• 제38권11호
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• pp.889-897
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• 2014

본 논문은 고분자 전해질 연료전지 해석 방법과 유전자 알고리즘을 결합하여 연료전지 유로 최적화를 이끌어 내는 방법을 연구한다. 종래의 해석 방법은 연료전지를 하나씩 설계하여 해석 결과를 비교하였다. 하지만, 경계조건과 물성치를 설정하는 부분, 메시 작성 작업 등 많은 시간이 소요되며, 정확성 또한 떨어져서 비효율적이다. 본 논문에서 제안하는 유전자 알고리즘을 사용하면 자동으로 채널 구조에 변화를 줄 수 있어서 다양한 크기의 연료지전 해석 결과를 얻을 수 있다. 이는 최적화 과정을 통해 최대 성능의 결과를 알 수 있게 되며, 해석 결과 값에 따라 최적의 채널 구조를 찾을 수 있다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제38권11호
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• pp.925-933
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• 2014

오늘날 고성능컴퓨터로 인해 많은 산업분야에서 전산해석이 사용되고 있다. 하지만 정해진 컴퓨터자원과 시간에 의해 3 차원 풀 스케일 해석에서는 많은 어려움 등이 있다. 본 연구에서 ${\varepsilon}-NTU$ 식과 열교환기 성능의 데이터베이스를 이용해 열교환기의 성능예측프로그램을 개발하였다. 다양한 타입의 열교환기 형상정보와 성능데이터베이스를 구축하였고, 이를 바탕으로 정해진 작동 조건에서 열교환기의 성능을 계산하였다. 계산된 정보를 바탕으로 최적의 사이즈를 갖는 형상을 찾기 위해 유전알고리즘(Genetic Algorithm)을 이용하였다. 계산을 위해 상용 소프트웨어인 MATLAB 과 REFPROP 이 사용되었다.