마하 7 극초음속 충격파 터널에서 항력 감소를 위한 플라즈마 제트 발생 장치 연구

이재청(Jae Cheong Lee),이유석(Yu Seok Lee),이형진(Hyoung Jin Lee),허환일(Hwanil Huh) 대한기계학회 2020 大韓機械學會論文集B Vol.44 No.11

초음속/극초음속 비행체의 선두부에서 발생하는 충격파에 의한 항력을 줄이기 위해 역분사 유동에 대한 연구가 시도되고 있다. 본 연구에서는 플라즈마 제트를 분사하기 위해 DC 플라즈마 발생 장치를 제작하고 기초 실험을 수행했다. 고속 유동은 마하 7 극초음속 충격파 터널에서 모사되며, 해당 유동 조건에서 플라즈마가 방전될 수 있는 요구 조건을 분석했다. 질소, 아르곤, 헬륨 가스를 이용한 방전성능 시험을 거쳐 마하 7 극초음속 충격파 터널에서 질소 플라즈마 제트를 분사하여 실험하였다. 실험결과, 마하수 7 극초음속 유동에서 분사 전압력에 따라 플라즈마 역분사 제트가 분사됨을 확인했다. Counterflow jets have been used in an attempt to reduce the drag caused by the shock wave in front of a supersonic/hypersonic vehicle. In this study, a direct-current plasma generator was designed and fabricated to inject plasma jets and fundamental experiments were performed. To simulate high-speed flow, a Mach 7 hypersonic shock tunnel was used and the requirements for plasma discharge under high-speed flow conditions were analyzed. After discharge performance tests using N₂, Ar, and He gas, the N₂ plasma jets were injected and tested in the Mach 7 hypersonic shock tunnel. The results show that counterflow plasma jets were injected according to injection pressures in Mach 7 hypersonic flow.

가상풍동 개발을 위한 극초음속 유동 해석 및 검증

채정헌,이준우,안상준,김규홍 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11

현재 국방과학연구소와 한국과학기술정보연구원의 주도하에 ‘가상 현실을 이용한 가상풍동 개발’이 연구 중에 있다. 가상풍동 연구 개발은 크게 격자생성, 전산해석 그리고 가시화로 이루어져 있으며, 전산해석 분야에 있어서는 아음속, 천음속, 초음속 그리고 극초음속 해석 기법의 연구 및 검증으로 이루어져 있다. 본 연구에서는 극초음속 해석 기법을 가상풍동에 성공적으로 적용하기 위해 가상풍동 환경에서 극초음속 유동 해석 코드의 검증을 수행하였다. 가상풍동 환경에서 극초음속 유동 해석 코드의 검증을 위하여 3차원 난류 평판 해석과 받음각이 있는 3차원 로켓 형상의 해석을 수행하였고, 이를 참고문헌의 이론값과 풍동시험 결과와 비교하여 검증하였다. Led by Agency for Degense Development (ADD) and Korea Institute of Science and Technology Information (KISTI), a study of the development of virtual wind tunnel in virtual reality is being conducted. The development of virtual wind tunnel consists of grid generation, numerical analysis and visualization processes. Numerical analysis on the virtual wind tunnel requires to develop analysis method of subsonic, transonic, supersonic and hypersonic flow. In this study, we apply computing code of hypersonic fluid dynamics analysis to virtual wind tunnel. For this verification, we compare the results of 3D turbulence flow on plate and flow on rocket model with theory and results of wind tunnel test.

OpenFOAM을 이용한 희박기체 유동에서의 직접모사 몬테카를로 방법

송수동(Soodong Song),이은택(Euntaek Lee) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5

본 논문은 OpenFOAM을 이용한 직접모사 몬테카를로(DSMC) 방법의 타당성을 검증하였다. OpenFOAM은 다양한 수치해석 모듈을 가지고 있는 공개 소프트웨어다. OpenFOAM안에 dsmcFoam은 DSMC 방법을 이용하여 희박기체 유동을 해석할 수 있다. dsmcFoam은 비구조화 격자계와 임의의 형상에서 입자 추적법을 사용한다. 본 연구에서는 dsmcFoam의 검증을 위하여 3차원 극초음속 코너 유동, 평평한 원통 주면을 흐르는 3차원 극초음속 유동 그리고 평판을 지나는 3차원 극초음속 유동을 해석할 것이다. 그 결과를 참고문헌과 비교하였고 서로 일치함을 알 수 있었다. This paper represents the validation of direct simulation Monte Carlo (DSMC) method using OpenFOAM. OpenFOAM is an open source software having various numerical modules. In the framework of OpenFOAM, the solver, dsmcFoam can simulate rarified gas flows using DSMC. It employs particle tracking for unstructured grids and arbitrary geometries. In this study, 3D hypersonic corner flow, 3D hypersonic flow over a flat-nosed cylinder and 3D hypersonic flow over a flat plate are considered for the validation. The results are compared with the references and have good agreements.

극초음속 유동에서의 Background-Oriented Schlieren 기법 정확도 향상을 위한 Fast Checkerboard Demodulation 적용 검증

허정무(Jungmu Hur),김진영(Jinyoung Kim),김진휘(Jinhwi Kim),이복직(Bok Jik Lee) 한국추진공학회 2023 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2023 No.5

극초음속 경계층의 안정화 및 불안정화에 미치는 Hump의 영향

박동훈,박승오 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.11

2 차원의 매끄러운 hump 가 극초음속 경계층의 선형 안정성에 미치는 영향을 연구하였다. Hump를 지나는 마하수 4.5 와 5.92 의 평판 경계층과 마하수 7.1 의 원뿔 경계층에 대해 모드 S 의 선형 안정성을 포물형 안정성 방정식(PSE)을 사용하여 해석하였다. 안정성 해석을 위한 평균유동은 포물화된 Navier-Stokes(PNS) 방정식의 계산으로부터 얻었다. Hump 의 높이는 경계층의 두께보다 작은 경우를 고려하였다. 평판 경계층 해석 결과로부터, hump 가 동기화 지점을 기준으로 상류와 하류에 위치할 때 각각 불안정화와 안정화 효과를 발생시킴을 확인하였다. 원뿔 경계층의 해석에서도 hump 에 의해 특정 주파수 범위의 모드 S 가 안정화 됨을 확인하였다. Hump 에 의한 모드 S 의 안정화 효과는 기존의 실험연구들로부터 관찰된 극초음속 경계층의 천이 지연의 가능한 원인으로 판단할 수 있다. Effect of a two-dimensional smooth hump on linear instability of hypersonic boundary layer is studied. Parabolized stability equations (PSE) is employed to analyze the linear evolution of mode S over a hump in Mach 4.5 and 5.92 flat plate and Mach 7.1 sharp cone boundary layers. Mean flow for stability analysis is obtained by solving the parabolized Navier-Stokes (PNS) equations. Hump with height smaller than local boundary layer thickness is used. For flat plate boundary layers, destabilization and stabilization effect of hump located at upstream and downstream of synchronization point are confirmed. For sharp cone boundary layer, stabilization influence of hump is also identified for a specific range of frequency. Stabilization influence of hump on convective instability of mode S is found to be a possible cause of previous experimental observations of delaying transition in hypersonic boundary layers.

극 초음속 경계층 해석을 위한 γ-Re<SUB>θt</SUB> 모델 개선 연구

강선오(Sunoh Kang),오세종(Sejong Oh),박동훈(Donghun Park) 한국항공우주학회 2020 韓國航空宇宙學會誌 Vol.48 No.5

경계층 천이는 극초음속 비행체의 열공력 성능에 직접적인 영향을 미치기 때문에, 성능 해석과 설계를 위해 천이지점의 정확한 예측 능력이 필수적으로 요구된다. 본 연구에서는 극초음속 경계층 천이 예측을 위한 r-Re<SUB>θt</SUB> 모델을 개선하고 검증하였다. 천이 시작 위치 결정에 영향을 주는 간헐도 수송방정식 생성항의 계수를 압축성 경계층 상사해를 기반으로 마하수와 벽면온도, 자유류 정체온도 등에 대한 함수 형태로 구성하고 적용하였다. 기본 모델의 Re<SUP>θc</SUP>와 F<SUB>length</SUB> 상관관계식에 마하수에 따른 천이 시작 운동량두께 레이놀즈수와 천이구간의 길이 변화를 반영할 수 있도록 마하수에 대한 관계식을 추가로 결정하여 적용하였다. 실용적인 사용을 고려하여 제안 모델을 상용 CFD 코드에 적용하였으며, 검증을 위해 모델을 사용하여 극초음속 평판과 원뿔 경계층 해석을 수행하였다. 실험 결과와의 비교를 통해 마하수와 단위 레이놀즈수 변화에 대한 개선된 예측성능을 확인하였다. Since boundary layer transition has a significant impact on the aero-thermodynamic performance of hypersonic flight vehicles, capability of accurate prediction of transition location is essential for design and performance analysis. In this study, γ-Re<SUB>θt</SUB> model is improved to predict transition of hypersonic boundary layers and validated. A coefficient in the production term of the intermittency transport equation that affects the transition onset location is constructed and applied as a function of Mach number, wall temperature, and freestream stagnation temperature based on the similarity numerical solution of compressible boundary layer. To take into account a Mach number dependency of transition onset momentum thickness Reynolds number and transition length, additional correlation equations are determined as function of Mach number and applied to γ-Re<SUB>θc</SUB> and F<SUB>length</SUB> correlations of the baseline model. The suggested model is implemented to a commercial CFD code in consideration of practical use. Analysis of hypersonic flat plate and circular cone boundary layers is carried out by using the model for validation purpose. An improvement of prediction capability with respect to variation of Mach number and unit Reynolds number is identified from the comparison with experimental data.

극초음속 유동에서 역류 유동을 이용한 항력 감소 실험

김덕민(Duk-Min Kim),김용찬(Young-Chan Kim),이형진(Hyoung-Jin Lee) 한국항공우주학회 2018 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2018 No.11

지구 재돌입 시 우주왕복선 주위 유동 수치 해석

안상준,채정헌,이준우,최중근,허진영,김규홍 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4

우주왕복선이 지구 재돌입을 할 때 발생하는 극초음속 물리 현상은 열화학적으로 비평형인 고온 유동으로 가정할 수 있다. 본 연구에서는 이러한 가정을 바탕으로 지구 재돌입하는 우주왕복선의 극초음속유동을 해석하였다. 전산해석에 사용된 비평형 코드는 two-temperature 모델과 11 화학종의 화학반응을 고려하였다. 공간차분에는 AUSM+의 수치진동 문제를 해결한 AUSMPW+ 기법을 사용하였고, 시간적분과 제한자는 각각 LU-SGS 기법과 MLP 기법을 적용하였다. 전산해석 결과 우주왕복선 하단부에서 강한 충격파와 고온 고압의 유동이 나타났다. 이로 인하여 산소와 질소의 해리가 발생하는 것을 확인할 수 있었다. Hypersonic physical phenomena occur when the Space Shuttle re-entry to the Earth, it can be assumed as the high-temperature and non-equilibrium flow. Based on these assumptions, in the present study, we analyzed the hypersonic flow of the Space Shuttle re-entry to Earth. Non-equilibrium code that was used in the computational analysis, should be considered the chemical reaction of 11-species and two-temperature model. To the spatial difference, we use AUSMPW + scheme that solves the problem of numerical oscillations of AUSM +, a time integer and limiter, we applied the method LU-SGS and MLP, respectively. Computerized analysis, high-temperature, high-pressure flow and strong shock wave became clear from the bottom of the Space Shuttle. This allows oxygen and nitrogen occurs disassociation.

극초음속 유동에서 엔진 흡입구 형상 설계 연구

이재호(Jae-ho Lee),남궁혁준(Hyuck-joon Namkoung),김동환(Dong-hwan Kim),성홍계(Hong-gye Sung) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12

본 논문은 극초음속 유동에서 엔진의 최적화된 연소를 위해 필요한 흡입구 형상 설계에 대한 것이다. 비행 상태에서 마하수에 따라 최적 연소를 위해 필요한 흡입구 형상을 결정하였다. 흡입구 형상 결정에 있어 가장 중요한 요소인 전압력 회복율로 흡입구 전체 램프각이 선정되었다. 또한 PSO알고리즘을 통해 얻은 전체 램프각을 Oswatitsch Criteria의 조건을 통해 검증했다. This paper deal with the design of the engine intake geometry for optimum combustion in hypersonic flow. The intake geometry was determined for the ideal combustion according to a series of flight mach number. The total ramp angle of the intake is defined by total pressure recovery as an important thing to make a decision to the intake geometry. Also It was verified by the analysis with Oswatitsch Criteria that the total ramp angle had designed through the PSO algorithm.

극초음속 쐐기형 흡입구의 최대 전압력 회복률을 위한 오스와치 기법 분석

허엽,문규환,성홍계 한국항공우주학회 2017 韓國航空宇宙學會誌 Vol.45 No.12

In order to improve the performance of the air breathing engines, it is important to maximize the total pressure recovery through air intake. In this study, we investigated whether the Oswatitsch method, which guarantees the maximum pressure recovery for supersonic intake, is effective at hypersonic speed by compressing the intake air with the same intensity at each ramp. The non-linearity of the shock wave normal Mach number at each ramp stage was analyzed by comparing the compression ramp angle and the number of ramp to the inflow Mach number in terms of compressible thermodynamics and the operation limits of the inlet. Based on this analysis, the Oswaitisch technique yields valid conditions not only in supersonic but also hypersonic flight regime. 공기 흡입식 엔진의 성능 향상을 위하여 흡입구를 통한 유입공기의 전압력 회복률을 최대로 하는 것은 엔진 설계에 있어서 매우 중요하다. 흡입구의 각 램프 단에서 발생하는 충격파의 세기를 동일하게 흡입공기를 압축하면 흡입구에서의 최대 전압력 회복을 보장한다는 Oswatitsch 기법이 극초음속에서도 유효한지를 조사하였다. 극초음속 영역에서의 흡입구 작동 한계를 고려하여 압축 특성 및 열역학적 관점에서 유입 마하수에 따른 흡입구의 압축 램프 각도와 램프 수에 따른 흡입구 성능을 비교하여 각단에서 발생하는 충격파 강도에 영향을 주는 경사 충격파에 수직한 마하수의 비선형성을 분석하였다. 이 분석을 근거로 Oswaitisch 기법이 초음속에서 뿐만 아니라 극초음속 비행 영역에서도 유효한 결과를 도출할 수 있음을 확인하였다.