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- 저자 : 김병지(Byungji KIM) (검색결과 2 건)
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이동원(Dongwon Lee),이삭(Sak Lee),김병지(Byungji Kim),권순범(Soonbum Kwon) 한국항공우주학회 2007 韓國航空宇宙學會誌 Vol.35 No.8
코안다 효과를 유발시키기 위해 환상 슬릿과 팽창률이 일정하지 않은 축소 노즐로부터 분사되는 제트의 구조와 환상의 슬릿과 팽창률이 일정한 노즐로부터 분사되는 제트의 구조를 비교 연구하였다. 실험에 있어서 노즐 입구와 출구 직경을 각각 40㎜, 20㎜로 하였고, 노즐 출구 평균 속도를 90㎧로 하였다. 3축 이송 장치와 스캐닝 밸브 시스템을 이용하여 제트 축 및 반경 방향 압력을 측정하고, 측정된 정압 및 전압으로부터 구한 속도 분포를 비교 검토하였다. 안정성과 수속성이 우수한 제트를 얻기 위해서는 팽창률이 일정하지 않은 노즐보다 팽창률이 일정한 축소 노즐과 환상의 슬릿을 통해 코안다 효과를 이용하여 분사하는 것이 효과적임을 밝혔다. 또한 팽창에 따른 압력 강하도 팽창률이 일정한 노즐의 경우가 상대적으로 더 작게 됨을 알았다. The jet structure issuing from a conventional convergent nozzle of variable expansion rate is compared with the result from the nozzle of a constant expansion rate using a normal type annular slit. In experiments, to investigate the jet characteristics between the two cases of jet, the mean velocity of nozzle exit is fixed to be 90㎧, the pressures along the jet axis and radial directions are measured by a scanning valve system moving with 3-axis auto-traverse unit, and the velocity distribution obtained by calculation from the measured static and total pressures is compared. Also to obtain the highly stable and convergence jets, it is turned out that the flow through a nozzle of constant expansion rate using the Coanda effect with an annular slit is the most preferable than that case through variable expansion rate nozzle. Furthermore, it is found that the pressure drop along the nozzle for the constant expansion rate nozzle is small relatively against to the case of variable expansion rate nozzle.
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이동원(Dongwon LEE),권진경(Jinkyung KWON),김태욱(Taewook KIM),김병지(Byungji KIM),권순범(Soonbum KWON) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.2
충격파관을 이용하여 NACA와 이중쐐기 날개 주변의 천음속 유동에 대한 실험적 연구가 수행되었다. 벽면효과와 반사충격파의 영향을 최소화하기 위해 슬랏벽과 챔버를 가지는 실험부가 설계되었으며 이를 통해 충격과관을 비교적 높은 레이놀즈수의 천음속 유동을 발생시키는 간단하고 경제적인 풍동장치로 이용하고자 하였다. 열기류 마하수 0.80~0.84, 레이놀즈수 약 1.2×10? 받음각 0°와 2°의 유통 조건에서의 천음속 날개 유동은 새도우그 래프법에 의해 가시화되었다. 날개 주변의 충격파 분포는 기존의 일반 천음속 풍동 실험의 결과와 비교되었다. 실험결과는 본 실험에 사용된 충격파관은 실험 마하수 범위와 날개에 대해 천음속 풍동으로서의 유효한 성능 특성을 나타내었다. An experimental study of the transonic flows over NACA and double wedge airfoils was conducted with a shock tube. The configuration of test section with a slotted wall and chamber was designed and tested to minimize wall and reflected shock wave effects and use the shock tube as simple and less costly wind tunnel generating the relatively high Reynolds numbers transonic flow. Transonic airfoil flows at hot gas Mach numbers of 0.80~0.84, Reynolds number of about 1.2×10? on airfoil chord length and angles of attack of 0° and 2° were visualized with the shadow graph method. The shock wave profiles on the airfoils were compared with the corresponding results from the conventional transonic wind tunnel tests. The experimental results showed that present shock tube exhibited the proper performance characteristics as transonic wind tunnel for tested Mach number range and airfoils.
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