하이브리드 방법을 이용한 비행 중 비행체 음향하중 예측에 관한 연구

박서룡,김만식,김홍일,이수갑,Park, Seoryong,Kim, Manshik,Kim, Hongil,Lee, Soogab 한국음향학회 2018 韓國音響學會誌 Vol.37 No.4

This paper performed the prediction of the acoustic loads applied to the surface of the flight vehicle during flight. Acoustic loads during flight arise from the pressure fluctuations on the surface of body. The conventional method of predicting the acoustic loads in flight uses semi-empirical method derived from theoretical and experimental results. However, there is a limit in obtaining the flow characteristics and the boundary layer parameters of the flight vehicle which are used as the input values of the empirical equation through experiments. Therefore, in this paper, we use the hybrid method which combines the results of CFD (Computational Fluid Dynamics) with semi-empirical methods to predict the acoustic loads acting on flight vehicle during flight. For the flight vehicle with cone-cylinder-flare shape, acoustic loads were estimated for the subsonic, transonic, supersonic, and Max-q (Maximum dynamic pressure) condition flight. For the hybrid method, two kind of boundary layer edge estimation methods based on CFD results are compared and the acoustic loads prediction results were compared according to empirical equations presented by various researchers. 본 논문에서는 비행 중 비행체 표면에 작용하는 음향하중 예측을 수행하였다. 비행 중 음향하중은 비행체 표면의 압력 변동에 의해 발생한다. 기존의 비행 중 음향하중 예측방법은 반경험적 방법으로 이론과 실험 결과를 기반으로 도출한 경험식을 활용한다. 하지만 경험식의 입력 값으로 사용되는 비행체 주변 유동특성 및 경계층 파라미터를 매번 실험을 통해 얻는 것에는 한계가 있다. 따라서 본 논문에서는 전산유체해석(Computational Fluid Dynamics, CFD) 결과를 반경험적 방법과 혼합하는 하이브리드 방법을 이용하여 비행 중 비행체에 작용하는 음향하중을 예측하였다. Cone-cylinder-flare 형상 비행체에 대해 아음속, 천음속, 초음속, 최대동압도달(Maximum dynamic pressure, Max-q) 시점의 비행 환경에 대한 음향하중 예측을 수행하였다. 하이브리드 방법 적용 시 전산유체해석결과를 기반으로 한 경계층 끝단 영역 판단 방법에 대해 비교하였고 여러 연구자에 의해 제시된 경험식에 따른 음향하중 예측결과를 비교하였다.

충돌제트 현상을 고려한 발사체 음향하중의 경험적 예측

박서룡,이규호,공병학,강경태,장석종,이수갑,Park, Seoryong,Lee, Kyuho,Kong, Byunghak,Kang, Kyung Tai,Jang, Seokjong,Lee, Soogab 한국음향학회 2014 韓國音響學會誌 Vol.33 No.3

Empirical prediction method of the acoustic load on the fairing is based on jet experimental data on the basis of similarity principle. Representative empirical prediction method, DSM-II(Distributed Source Method-II), is a distributing source method along the jet plume. But the empirical prediction model is limited to reflect the impingement source in real environment because it is based on the free jet data. So, we propose a empirical prediction method considering the impinging jet effect by adding a impingement source in the existing prediction method. Considering the additional source's displacement, spectrum, strength and directivity, we calculate the acoustic load on the KSR-III(Korean Sounding Rocket-III) rocket and compare the results with the existing method and experiment data. 경험적 음향하중 예측 방법은 우주 발사체 상단 페어링에 가해지는 음향하중을 예측하는 방법으로 상사성 원리를 기반으로 한 제트 실험 데이터를 기반으로 한다. 대표적인 경험적 예측기법인 DSM-II(Distributed Source Method-II)는 제트 화염 축을 따라 소음원을 배치하는 방법이다. 그러나 이러한 경험적 예측 모델은 자유제트 실험 결과를 기반으로 하였기 때문에 실제 상황에 존재하는 충돌 소음원을 고려하기 어렵다는 한계가 있다. 따라서 본 논문에서는 기존 예측 방법에 충돌 소음원을 추가 배치함으로써 충돌 제트 효과를 반영하는 예측 방법을 제안하였다. 이를 위하여 소음원의 위치, 스펙트럼, 세기, 방향성 특징을 고려하였으며 KSR-III(Korean Sounding Rocket-III) 로켓에 대한 음향 하중 예측 결과를 기존 예측 방법 및 실험 결과와 비교하였다.

넙스(NURBS) 곡선 모델링을 이용한 발사체 음향하중 예측에 대한 연구

박서룡(Seoryong Park),김홍일(Hongil Kim),이수갑(Soogab Lee) 한국항공우주학회 2018 韓國航空宇宙學會誌 Vol.46 No.2

발사체 발사 시 제트화염에 의해 발생하는 강력한 음향파는 음향하중의 형태로 비행체를 가진한다. 대표적인 경험적 음향하중 예측기법인 DSM-II(Distributed Source Method-II)는 제트화염 축을 따라 소음원을 배치하는 방법으로 계산비용 및 정확성 측면에서 장점을 갖는다. 하지만 소음원 배치 방법의 한계로 인해 다양한 발사대 환경을 정확하게 반영하기에는 한계가 있다. 본 연구에서는 넙스(Non-Uniform Rational B-Spline, NURBS) 곡선 모델링을 경험적 예측기법에 도입하여 자유롭게 소음원을 배치할 수 있는 음향하중 예측기법에 대한 연구를 수행하였다. 넙스 기법이 새롭게 도입된 해석기법의 검증을 위하여 Epsilon 로켓의 곡선형 저소음 발사대 형상에 대한 음향하중 예측을 수행하였고 해석 결과를 기존의 예측방법 및 실험 결과와 비교하였다. The Intense acoustic wave generated by the jet flame at the lift-off causes the vehicle to vibrate in the form of acoustic loads. The DSM-II(Distributing Source Method-II), which is a representative empirical acoustic loads prediction method, is a method of distributing a noise source along a jet flame axis and has advantages in calculation cost and accuracy. However, due to the limitation of the distributing method, there is a limit to accurately reflect the various launch pad configurations. In this study, acoustic loads prediction method which can freely distribute noise sources is studied. by introducing NURBS(Non-Uniform Rational B-Spline) modeling into empirical prediction method. For the verification of the newly introduced analytical technique of the NURBS, the acoustic loads prediction for the Epsilon rockets low-noise launch pad shape was performed and the results of the analysis were compared with the existing prediction methods and experimental results.

넙스(NURBS) 모델링을 이용한 발사체 음향하중 예측에 대한 연구

박서룡(Seoryong Park),김홍일(Hongil Kim),이수갑(Soogab Lee) 한국항공우주학회 2017 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2017 No.4

FE-SEA 하이브리드 기법을 이용한 비행 중 발사체 페어링 내부 음향하중 저감에 관한 연구

최인정,박서룡,이수갑 한국음향학회 2020 韓國音響學會誌 Vol.39 No.4

발사체는 비행 중 공기역학적 현상에 기인하는 음향하중의 영향을 받는데, 특별히 천음속 영역에서 그 영향이증가된다. 음향하중으로 인한 페어링 내부 소음진동은 탑재물의 오작동을 유발할 수 있어 이를 예측하고 저감하는 과정이 필수적이다. 본 연구에서는 발사체 외부에 작용하는 공기역학적 음향하중에 의한 페어링 내부 음향 진동환경을예측하고, 음향 블랭킷과 헬름홀츠 공명기를 이용하여 소음저감 설계를 구현하는 프로세스를 개발하였다. 음향하중예측은 Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS) 유동해석 결과와 난류 경계층 내부 압력섭동에 관한 준 경험식을이용하였고, 음향진동 연성해석은 ANSYS APDL과 VA One SEA의 Finite Element Statistical Energy Analysis (FE-SEA) 하이브리드 해법을 이용하였다. 개발된 절차를 천음속 해머 헤드형 발사체에 적용하여 음향하중 저감효과를 확인하고 개발된 절차의 유효성을 검증하였다. 본 연구에서 개발된 절차는 타당한 수준의 정확도로 신속한 결과를얻을 수 있어 발사체 초기설계 단계에 유용하게 쓰일 수 있을 것으로 예상된다. Launch vehicles are subject to airborne acoustic loads during atmospheric flight and these effects become pronounced especially in transonic region. As the vibration due to the acoustic loads can cause malfunction of payloads, it is essential to predict and reduce the acoustic loads. In this study, a complete process has been developed for predicting airborne vibro-acoustic environment inside the payload pairing and subsequent noise reduction procedure employing acoustic blankets and Helmholtz resonators. Acoustic loads were predicted by Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS) analysis and a semi-empirical model for pressure fluctuation inside turbulent boundary layer. Coupled vibro-acoustic analysis was performed using VA One SEA’s Finite Element Statistical Energy Analysis (FE-SEA) hybrid module and ANSYS APDL. The process has been applied to a hammerhead launch vehicle to evaluate the effect of acoustic load reduction and accordingly to verify the effectiveness of the process. The presently developed process enables to obtain quick analysis result with reasonable accuracy and thus is expected to be useful in the initial design phase of a launch vehicle.

Investigation on noise of rotary compressors using fluid-structure interaction

장석종,정한아침,박서룡,이수갑 대한기계학회 2019 JOURNAL OF MECHANICAL SCIENCE AND TECHNOLOGY Vol.33 No.11

Air conditioners consist of heat exchangers, fans, motors and compressors as major components. From the viewpoint of noise, the compressor occupies a very large portion. In this study, rotary compressor which is mainly used in domestic air conditioner was discussed. The noise generated from the rotary compressor can be classified into pressure pulsation of the refrigerant and structural vibration. During the operation of the compressor, the behavior of the refrigerant and the internal structure of the compressor strongly interact with each other. Therefore, an integrated interpretation is required when analyzing from the viewpoint of refrigerant. In this study, the rotary compressor behavior is implemented using the FSI technique and the noise and valve behavior with and without discharge muffler are analyzed.

음향하중을 고려한 고속비행체의 진동응답 예측

김진형,은원종,박서룡,신상준,이수갑,이호준 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4

우주발사체나 유도탄과 같은 동축형 고속비행체는 일반적으로 얇은 두께의 박판형 외피구조물의 형태를 가지고 있으며 진동에 민감한 전자장비를 탑재하고 있다. 이러한 경량구조물은 외부의 동적하중에 취약할 수 있으며 특히, 운용환경에서 발생하는 동적하중에 노출되는 전자장비는 주요한 동적하중인 랜덤진동, 충격, 음향하중에 강건한 설계와 검증이 필수적이다. 본 논문에서는 고속비행체에 대한 운용환경을 분석하고 각각의 운용환경에서 발생하는 동적하중을 예측하여 비행체 임의의 위치에서 탑재장비 및 비행체의 동적하중 설계규격을 확보하기 위한 방법을 제시하고자 한다. High speed flight vehicle, such as spacecraft and missile, is usually a cylindrical shape and is composed of thin plate skin structures. It installs a high-performance electronic unit sensitive to vibratory loads. Such light-weight structures are usually exposed to external dynamic loads which consist of random vibration, shock, and acoustic loads created from adverse operational environment. Such electronic units need to be designed and qualified considering its robustness. The final objective of this paper is to develop a methodology which helps to establish design specification for the dynamic loads acting both upon the vehicle and electronic units at an arbitrary location inside the vehicle.

다양한 비행환경에서의 공력 및 음향 하중을 고려한 고속비행체의 진동응답 예측

은원종(WonJong Eun),김진형(JinHyung Kim),박서룡(SeoRyong Park),신상준(SangJoon Shin),이수갑(SooGab Lee) 한국소음진동공학회 2015 한국소음진동공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.10

High speed flight vehicle, such as spacecraft and missile, is usually a cylindrical shape and is composed of thin plate skin structures. It installs a high-performance electronic unit sensitive to vibratory loads. Such light-weight structures are usually exposed to external dynamic loads which consist of random vibration, shock, and acoustic loads created from adverse operational environment. Such electronic units need to be designed and qualified considering its robustness. The final objective of this paper is to develop a methodology which helps to establish design specification for the dynamic loads acting both upon the vehicle and electronic units at an arbitrary location inside the vehicle.