http://chineseinput.net/에서 pinyin(병음)방식으로 중국어를 변환할 수 있습니다.
변환된 중국어를 복사하여 사용하시면 됩니다.
초음속 터번 익렬 앞전 형상 및 노즐-익렬 간격에 따른 유동 특성에 대한 실험적 연구
조종재,김귀순,김진한,정은환,정호경,Cho Jong-Jae,Kim Kui-Soon,Kim Jin-Han,Jeong Eun-Hwan,Jeong Ho-Kyung 한국추진공학회 2005 한국추진공학회지 Vol.9 No.4
본 연구에서는 초음속 충동형 터빈의 유동특성을 알아보기 위해 소형 초음속 풍동을 설계하였으며 Single pass Schlieren system을 이용하여 유동을 가시화하였다. 실험은 2차원 초음속 노즐과 익렬을 조합하여 블레이드 앞전 형상과 노즐-익렬 간극에 따라 실시하였다. 실험을 통해 충격파를 포함한 복잡한 유동 형태와 노즐-익렬, 충격파-경계층 상호작용 등을 관찰할 수 있었다. In this paper, a small supersonic wind tunnel is designed and built to study the flow characteristics of a supersonic impulse turbine cascade. The flow is visualized by means of a single pass Schlieren system. The supersonic cascade with 2-dimensional supersonic nozzle was tested for various blade leading edge shapes and gaps between the nozzle and cascade. Highly complicated flow patterns including shocks, nozzle-cascade interaction and shock boundary layer interactions are observed.
김예용,김귀순,Kim, Ye Yong,Kim, Kui Soon 대한기계학회 1999 大韓機械學會論文集B Vol.23 No.3
An experimental study has been performed to investigate the heat transfer characteristics of impinging jets with corrugated nozzle and wake generation plate. Three different shapes of corrugated nozzle and five different shapes of wake generation plate were tested to improve the heat transfer characteristics of impinging jet. Heat transfer coefficients were obtained by using transient method based on the liquid crystal thermography. The effects of corrugated nozzle and wake generation plate on the heat transfer characteristics of impinging jets were discussed in detail. The results showed that both the corrugated nozzle and the wake generation plate improved the heat transfer characteristics of impinging jet. Especially, heat transfer coefficients around stagnation region of impinging jets were highly increased.
부분입사형 초음속 터빈의 노즐-로터 상호작용에 관한 3차원 수치적 연구
윤원근,조종재,김귀순,김진한,Yun, Won-Geun,Cho, Jong-Jae,Kim, Kui-Soon,Kim, Jin-Han 항공우주시스템공학회 2007 항공우주시스템공학회지 Vol.1 No.1
In this paper, numerical results for 3-D supersonic turbine flow have been firstly compared with the experimental results to verify results computed by $Fine^{TM}/Turbo$. It was found that $Fine^{TM}/Turbo$ can accurately predict flow characteristics within supersonic turbine. Next, an grid system for 3D turbine flow was optimized selected through grid independency test. Finally, the effect of axial gap between rotor and nozzle and chamfer angle of blade edge on the flow characteristics within 3-D supersonic turbine was analyzed with Frozen Rotor method.
김재열(Jaeyeul Kim),황원섭(Wonsub Hwang),김귀순(Kui-Soon Kim),최정열(Jeong-Yeol Choi) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5
물로켓의 추진 원리는 기본적으로 액체 로켓의 추진 원리와 동일하다. 그러나 물로켓은 공급 압력을 일정하게 조절하는 것이 곤란하기 때문에, 공급 압력이 지속적으로 감소하는 비정상 유동의 특징을 보인다. 본 연구는 물로켓의 추진 과정을 해석하기 위한 비정상 1차원 모델링 방법을 제시하고, 해석 결과를 알려진 추력 및 내부 압력 측정 결과와 비교 분석하였다. 물로켓의 추진 과정은 비정상 비압축성 액체 추진제 분사과정과 비정상 압축성 기체 추진제 분사과정으로 구분하였다. 액체 추진제 분사에 따른 가압 기체의 팽창 및 압력 감소 과정을 단열, 폴리트로픽 및 등온 과정으로 가정하여 비교하였다. 이론 해석의 결과는 전반적으로 실험의 결과와 상당히 잘 일치하였고, 남은 오차 개선을 위해서는 가압 기체의 팽창 과정 및 액체/기체 혼합 분사 과정에 대한 적절한 모델이 필요함을 확인하였다. The fundamental propulsion principle of water rockets is identical with liquid rockets’. However, it is hard to regulate its chamber pressure stationarily, constant-pressure drop has been treated as a feature of water rockets. This article describe how to build an unsteady-state-one-dimensional model of water rockets, and analyze its accuracy by comparing with other’s thrust and pressure measurement. The propulsion phases of water rockets were divided into two phases: incompressible liquid propellant jet phase and compressible gas propellant jet phase. The adiabatic, polytropic and isothermal processes of the pressurized-gas expansion were in comparison with each other. The results were quite resonable, and we have found that more appropriate or novel models of gas expansion and liquid-gas-mixed propulsion phase can give us more accurate result.
자유흐름 온도와 대류열전달 계수를 동시에 측정할 수 있는 실험 방법에 대한 연구
정기호,송기범,김귀순,Jeong, Gi-Ho,Song, Ki-Bum,Kim, Kui-Soon 대한기계학회 2002 大韓機械學會論文集B Vol.26 No.12
This paper deals with the development of a new method that can obtain heat transfer coefficient and reference free stream temperature simultaneously, The method is based on transient heat transfer experiments using two narrow-band TLCs. The method is validated through error analysis in terms of the random uncertainties in the measured temperatures. It is found that the errors could be reduced more than 2 times less. The general method described in this paper is applicable to many heat transfer models with unknown free stream temperature.
초음속기체-금속액체 분사기의 미립화 과정에 대한 수치해석
황원섭(Won-Sub Hwang),김귀순(Kui-Soon Kim),최정열(Jeong-Yeol Choi) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.7
본 연구에서는 근접연계방식의 초음속기체 금속분말 미립화장치에 대한 수치해석을 수행하였다. 액체금속의 미립화 과정에서 발생하는 1, 2차 액적분열을 모사하기 위해서 난류모델을 선정하고 VOF(Volume of Fluid), DPM(Discrete Phase Model) 해석을 차례대로 수행하였다. 해석결과, Level-Set function 분포도를 통해 1차 분열액적의 직경을 계산할 수 있었으며 이 데이터를 DPM 해석에 반영해 도메인 출구에서 수집된 입자들의 최종직경분포를 확인할 수 있었다. Numerical simulations on the close-coupled supersonic gas atomizer for metallic powder production were performed in this study. A proper turbulence model was chosen and then VOF(Volume of Fluid) and DPM(Discrete Phase Model) methods were sequentially applied for the simulations of primary and secondary break-up processes of liquid metal. Diameters of parent droplets were calculated by analyzing Level-Set function contour from the VOF result. Finally, the distribution of particle diameter was obtained from the DPM result at exit of the computational domain.
김혜성(Hye-Sung Kim),양원석(Won-Seok Yang),김귀순(Kui-Soon Kim),오세종(Se-Jong Oh),최정열(Jeong-Yeol Choi) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
세계 각국에서는 군사 또는 과학의 목적으로 다양한 극초음속 비행체 연구 개발 프로그램이 진행되고 있으며, 관련 기술 확보를 위해 소형 발사체나 미사일을 부스터로 사용하는 비행시험 프로그램이 대두되고 있다. 호주는 HyShot 비행시험 프로그램의 뒤를 이어 미국과 협력하여 HIFiRE 프로그램을 수행하고 있으며, 국내에서도 스크램제트 기반 추진기관에 관한 다양한 연구가 이루어지고 있다. 이에 따라 본 논문에서는 향후 수행될 RBCC 추진기관 비행시험에 필요한 과학로켓 임무 분석을 수행하였으며, 그 결과 현재 국내에서 사용되고 있는 발사체 중 KSR-Ⅱ가 가장 적합할 것으로 예측하였다. Various R & D programs of hypersonic flight vehicle are progressed with the purpose of military or science worldwide and hypersonic flight test programs using missile or small launch vehicle are on the rise to acquire technologies. Australia is conducting HIFiRE program with USA after HyShot flight test program, and domestic studies of propulsion system based in scramjet are progressed. Accordingly, this paper designs and analyzes a mission of sounding rocket for flight test with RBCC propulsion system to be performed in the future, and shows that KSR-Ⅱ is a best launch vehicle fitted for the mission among domestic launch vehicles now in use.
Slip flow 영역에서의 미소채널 내 열전달 및 유동에 관한 수치적 연구
정수인(Sooin Jeong),김귀순(Kui Soon Kim),강범수(Boem Soo Kang) 한국유체기계학회 2006 유체기계 연구개발 발표회 논문집 Vol.- No.-
In this paper, the thermal lattice Boltzmann method(TLBM) proposed by Guo et al.(2002) is applied to analyze the forced convective flow and heat transfer of 2-D micro channel. Nonequilibrium extrapolation boundary condition is adopted to simulate the velocity and temperature behavior at wall boundaries. Numerical results obtained by the present study give a good prediction of the micro fluidic characteristics with thermal effects.