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김우현,이재우,변영환,Jin, YuXuan,Lee, Jaewoo,Byun, Yunghwan 한국시스템엔지니어링학회 2005 시스템엔지니어링학술지 Vol.1 No.1
High temperature vacuum furnaces or high standard electric furnaces demand high technology level and high production cost. Therefore, an iterative design process and the optimization approach under integrated computing environment are required to reduce the development risk. Moreover, it also required to develop an integrated design software that can manage the centralized database system between factory and design department, and the automated furnace design and analysis. The developed software is dedicated to the development of the vacuum (electric) furnaces. Based on the distribute middleware system, the GUI module, the CAD module, the thermal analysis module and the optimization module are integrated. For the DBMS, Microsoft Access is employed, the GUI is developed using Visual Basic language, and AutoCAD is utilized for the configuration design. By investigating the analysis code interface, the analysis and optimization process, and the data communication method, the overall system architecture, the method to integrate the optimizer and ana lysis codes, and the method to manage the data flow are proposed and verified through the optimal furnace design.
최영창,이재우,변영환,Choi, Youngchang,Lee, Jaewoo,Byun, Yunghwan 한국시스템엔지니어링학회 2005 시스템엔지니어링학술지 Vol.1 No.1
Design and optimization study has been performed to obtain a supersonic air.launching mission for the nanosat launcher. Given mission is to launch 10kg payload to target orbit of $700km{\times}700km$. Additional design constraints are imposed by the mother plane. After the required velocity is obtained, the stag ing optimization is carried out. Serial analyses for the propulsion system and aerodynamics are performed then, the rocket trajectory optimization has been carried out. After several mission design and optimization iterations, the optimized mission which satisfies the mission target is obtained. Total weight of the three-staged air-launching rocket is 1231.4kg and the payload weight is 10 kg.
이윤우(Yoonwoo Lee),변영환(Yunghwan Byun),이종국(Jongkook Lee) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
초음속 유동하에서 측추력기 주위의 유동현상을 실험적으로 해석하였다. 건국대학교의 초음속 풍동 MAF를 사용하였으며 실험 결과는 Schlieren 가시화 장치를 이용하여 유동장 특성을 촬영하였다. 실험 조건은 자유류의 흐름이 마하수 3 이고 측추력기와 자유류의 압력비를 200으로 설정 하였다. 측추력기의 분출 마하수는 1과 3.7을 사용하였으며 작동기체는 공기를 사용 하였다. 분출 마하수에 따라 자유류가 있는 경우와 없는 경우의 유동장 특성을 확인하였다. An experimental study has been performed for investigation of the jet interaction in supersonic flow with supersonic wind tunnel MAF of Konkuk University. The experimental techniques include schlieren. Freestream Mach number 3 is designed to perform experiment and pressure ratio between freestream and side jet is 200. Side jet nozzle is designed 2 different injection mach number. The results showed that characteristic of each flow field.
흡입구/격리부 모델의 Unstart 과정 2차원 수치 해석
신호철(Hocheol Shin),박수형(Soohyung Park),변영환(Yunghwan Byun) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5
본 연구에선 Texas University에서 수행된 흡입구/격리부 모델 실험에 대한 2차원 RANS 전산해석을 수행하였다. 먼저 초음속 유동 조건을 해석하여 실험에서 측정된 표면 압력 결과와 비교하고, 마하수 분포와 numerical shadowgraph를 확인하여 유동 구조를 분석하였다. 이후 격리부 후면에 압력 변화로 흡입구 불시동 상황을 묘사하고 비정상 RANS 해석을 수행하여 흡입구 불시동 진행과정을 확인하였다. In this study, the Inlet/Isolator model experiments performed at Texas University were performed by 2-dimensional RANS computerized analysis. First, supersonic flow conditions were analyzed and compared with experimental surface pressure results, and the flow structure was analyzed by confirming Mach number distribution and numerical shadowgraph. Then, the inlet unstart condition was given by changing the back pressure, and the URANS analysis was performed to confirm the progress of inlet unstart.
초음속 천이 모델을 이용한 3차원 스크램제트 흡입구 유동 해석
신호철(Hocheol Shin),박수형(Soohyung Park),변영환(Yunghwan Byun) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
RANS의 eddy viscosity 난류 모델에 초음속 유동의 특성을 반영하여 수정된 초음속 천이 모델들에 대한 소개하고, 초음속 스크램제트 흡입구 유동을 해석함으로써 수정된 초음속 천이 모델들에 대한 비교연구를 수행하였다. 또한 수정된 초음속 천이 모델을 이용하여 3차원 스크램제트 흡입구에 대한 해석을 수행하고 실험결과와 비교하여 계산 결과를 검증하였다. 이후 계산결과를 이용하여 3차원 스크램 제트 흡입구에서 발생하는 유동현상을 확인하였다. This paper introduces modified supersonic transition models that reflect the characteristics of supersonic flow in eddy viscosity turbulence model of RANS and comparative study of modified supersonic transition models was performed by analyzing supersonic scramjet intake flow. Also, the modified 녀personic transition model was used to analyze the three-dimensional scramjet intake and the calculated results were compared with the experimental results. Using the calculated results, we confirmed the flow phenomenon occurring at the three-dimensional scramjet intake.
초음속 PIV 기법을 적용한 평판 및 램프 모델의 유동특성 연구
이재호(Jaeho Lee),이윤우(Yoonwoo Lee),변영환(Yunghwan Byun) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
최근 스크램젯이 각광 받고 있으며, 스크램젯의 유동을 연구할 수 있는 Ramp 형상의 모델의 연구가 활발히 진행되고 있다. 이전에는 비점성의 조건에서 연구를 하였으나, 현재는 점성영역의 유동 또한 매우 중요한 요소가 되고 있다. 본 연구는 Ramp 모델과 Flat Plate 모델에서의 초음속 PIV 실험을 적용 가능성을 확인하였다. 또한 150 mm의 렌즈를 이용하여 점성영역의 경계층 유동까지 확인하였다. 몇 가지 오차의 요인을 보완한다면, 충분히 더 정확한 경계층 내부의 유동까지 측정할 수 있음을 확인하였다. Nowadays, scramjet technology has been the major interest of aerospace societies and many researches have been actively conducted scramjet inlet flow using simplified ramp-shape models. In the past decades, the researches carried out were mainly focused on inviscid flow condition and it’s rare to find viscous flow one. In this paper, the author used Particle Image Velocimetry (PIV) to analyze the near surface area of a ramp model. The PIV technique using 150 mm lens makes it possible to see thin viscous boundary layer region. Proper use of PIV and minimization of errors got the result which is accurate enough to see the flow inside the boundary layer.
초음속 풍동에서의 IR Thermography 기법을 활용한 시험연구
김익현(Ikhyun Kim),이재호(Jaeho Lee),박기수(Gisu Park),변영환(Yunghwan Byun),이종국(Jongkook Lee) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.2
본 연구에서는 Infra-Red Thermography(IRT) 기법을 활용한 초음속 풍동시험 시 의도치 않게 발생하는 기술적 문제에 대한 연구를 수행하였으며 이를 방지할 수 있는 방법에 대해 분석하였다. 풍동시험은 마하 3 또는 4의 두 가지 유동조건에서 초고속 비행체 형상을 모사할 수 있는 이중 압축램프 모델로 수행하였다. 획득된 IR 결과를 shadowgraph 가시화 이미지, 수치해석 결과와 비교하였으며 본 IRT 기법을 활용하여 초음속 이중 압축램프에서 발생하는 유동천이, 박리 그리고 3차원 현상에 관한 정성적인 정보를 획득할 수 있음을 확인하였다. Test research on Infra-Red Thermography(IRT) technique in a supersonic wind tunnel has been conducted. Inadvertent technical difficulties and their solutions associated with the technique in running of the facility were examined. Two flow conditions at Mach number of 3 and 4 were considered. A double compression ramp model, that replicates realistic high-speed vehicle configuration, was used as test model. The present IR data were compared with shadowgraph visualization images and laminar computational fluid dynamics(CFD) results. It has been shown that the IRT technique can be used in quantifying various fluid dynamic features such as flow transition, separation and three-dimensional phenomena around the double compression ramp model.