고압터빈의 비정상유동이 공력성능에 미치는 영향

반경미(Gyungmi Ban),양장식(Jangsik Yang),손창민(Changmin Son),장성용(Sungyong Chang) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5

세장비 인 초음속 공동유동에서 차원 효과로 인한 유동 진동 주파수 분석

김태욱(T.U. Kim),박수형(S.H. Park),이승수(S. Lee),유동옥(D.O. Yu),유흥철(H.C. You) 한국전산유체공학회 2018 한국전산유체공학회지 Vol.23 No.3

Unsteady turbulent flow simulations were performed to investigate flow oscillation frequency due to three dimensional effect in supersonic cavity flow of length-to-depth ratio of 3, width-to-depth ratio of 1 and Mach 1.5. Two- and three-dimensional unsteady simulations result were compared with experimental data and prediction from the Rossiter equation. Pressure oscillation in three-dimensional cavity and the corresponding frequency were well matched with the empirical data. The flow structure corresponding to each mode was investigated. The results show that two dimensional flow is in the wake mode and three-dimensional flow is mainly in the shear layer mode. The oscillation frequency spectrum clearly indicate the three-dimensional effect due to the sidewall.

저 레이놀즈 수 영역에서 날갯짓 비행체 공력 모델의 실험적 검증

이준성(Jun-Seong Lee),김대관(Dae-Kwan Kim),한재흥(Jae-Hung Han) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.7

본 연구에서는 날갯짓 비행체 날개의 유체-구조 연계를 고려한 설계나 날갯짓 비행체의 비행 동역학 및 제어 시뮬레이션에 적용 가능한 효율적인 공력모델을 제안하고, 풍동 실험을 통해 공력모델의 특성을 검증하고자 한다. 날갯짓 비행체는 저 레이놀즈 수 영역의 비정상 유동장의 지배를 받기 때문에, 이 영역에서 날개 운동에 따른 공력을 효과적으로 측정할 수 있도록 풍동실험장치를 설계 및 개발하였다. 본 연구의 실험장치 특성상 힘을 측정하는 2축-로드셀은 비관성계에 있기 때문에, 순수한 날개의 공력을 측정하기 위해서는 관성력을 보정해주어야 하며, 이에 대한 방법론을 수립하였다. 최종적으로 유동속도, 날개의 운동 주파수 및 고정 받음각에 따라 날개에 작용하는 양력 및 항력의 평균값 및 평균 제곱근 값을 비교함으로서 실험결과와 공력모델의 특성을 비교 검증하였다. In this study, an efficient ornithopter aerodynamic model, which is applicable to ornithopter wing design considering fluid-structure interaction or ornithopter flight dynamics and control simulation, was proposed and experimentally validated through the wind tunnel experiments. Due to the ornithopter aerodynamics governed by unsteady low Reynolds number flow, an experimental device was specially designed and developed. A part of the experimental device, 2-axis loadcell, was situated in the non-inertial frame; the dynamic calibration method was established to compensate the inertial load for pure aerodynamic load measurements. The characteristics of proposed aerodynamic model were compared with the experimental data in terms of mean and root-mean-square values of lift and drag coefficients with respect to the flow speed, flapping frequency, and fixed angle of attack.

LBM 기법을 이용한 고속열차 공기저항 전산해석

변성준(Sung Jun Byun),Stephane Cyr,김석원(Suk Won Kim),권혁빈(Hyeok-bin Kwon) 한국철도학회 2014 한국철도학회 학술발표대회논문집 Vol.2014 No.5

고속철도 차량의 공기저항과 유동 특성의 정확한 예측은 차량의 설계에 매우 중요한 요소이다. 본 연구에서는 고속열차 형상의 공기저항을 정량적으로 평가하기 위해 LBM(Lattice Boltzmann Method) 기법을 이용하여 4 량 편성의 1/20 축소형 HEMU-430X 고속열차 주위의 유동장에 대한 전산해석을 수행하였다. 해석에 사용된 프로그램은 자동차분야에서 공력과 유동해석에 많이 사용되고 있는 Exa Co.의 PowerFLOW이며, 실험에 사용된 속도 조건은 69.44 m/s로써 비압축성 난류 영역에 해당되어 비압축성 VLES(very large eddy simulation) 모델을 이용하였다. 전산해석을 통해 얻어진 열차의 공기저항계수는 풍동실험 결과와 비교하여 해석기법의 정확도를 평가하였으며, 열차 주위의 비정상 유동 특성 및 LBM 기법의 고속열차 적용 타당성에 대해서도 논하였다. For high-speed trains, estimation of aerodynamic drag as well as understanding of flow structure around trains is very important to design aerodynamic shape. In this study, LBM(Lattice Boltzmann Method) has been employed to assess the aerodynamic drag of high-speed train quantitatively, and numerical simulation around the high-speed train has been conducted. Incompressible VLES(Very Large Eddy Simulation) model has been used in simulating by PowerFLOW of Exa Co. in accordance with the flow Mach number about 0.2 which corresponds to freestream velocity 70m/s. The aerodynamic drag coefficient from numerical simulation has been compared with that from wind tunnel experiment to evaluate the accuracy of the numerical methods. The unsteady flow characteristics around high-speed train as well as the application of LBM to high-speed train have also been discussed.

전진비행하는 UH-60A 헬리콥터 전기체 형상에 대한 유동 해석

이희동(Hee Dong Lee),권오준(Oh Joon Kwon),강희정(Hee Jung Kang) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.6

본 연구에서는 주로터, 동체, 그리고 꼬리로터를 포함한 UH-60A 전기체 형상에 대한 비정상 유동 해석을 수행하였다. 개발된 로터해석용 유동 해석코드를 이용하여 고속 전진 비행 및 저속 전진비행 조건에 대한 해석을 수행하였으며, 해석코드의 검증을 위해 주로터에서의 비정상 공력 하중을 비행시험 및 타 연구자들의 해석 결과와 비교하였다. 주로 터만 존재하는 형상, 주로터와 동체만 존재하는 형상, 그리고 꼬리로터만 존재하는 형상에 대한 해석 결과를 전기체 형상에 대한 해석 결과와 비교함으로써 헬리콥터 각 컴포넌트 간의 공기력 간섭현상을 분석하였다. 동체는 주로터에서 발생하는 내리흐름 분포를 변화시킴으로써 주로터의 수직력 분포를 변화시키는 요인이 됨을 확인하였으며, 주로터 끝단으로부터 발생한 와류와 꼬리로터 블레이드가 충돌함에 따라 강한 간섭현상이 발생함을 확인하였다. In the present study, unsteady calculations have been performed to simulate flows around a UH-60A full configuration including main rotor, fuselage, and tail rotor. A flow solver developed for helicopter aerodynamic analysis was used for the simulation of the complete helicopter in high-speed and low-speed forward flight. Unsteady vibratory loads on the main rotor blades were compared with flight test and other calculated data for the assessment of the present flow solver. Aerodynamic interaction of the three components of the helicopter was investigated by comparing with the results of main-rotor-alone, main rotor and fuselage, and tail-rotor-alone configurations. It was found that the existence of the fuselage has an effect on the normal force distribution of the main rotor by varying downwash distribution on the rotor disc, and tip vortices trailed from the main rotor strongly interact with the tail-rotor.

철도차량용 개방형 견인전동기 저소음화 연구

조영억(Young Eok Cho),박영호(Yeong Ho Park),정은성(Eun Sung Jeong),김봉철(Bong Chul Kim) 한국철도학회 2016 한국철도학회 학술발표대회논문집 Vol.2016 No.5

본 논문에서는 철도차량에 사용되는 개방형 견인전동기의 저소음화를 위해 LBM(Lattice Boltzmann Method)을 기반으로 견인전동기 냉각공기의 비정상상태 유동해석을 수행하고 소음원을 분석하였다. 해석결과와 실제 소음값의 오차를 줄이기 위해, 해석모델을 단순화하지 않고 실제 견인전동기 형상모델을 해석하였으며 소음시험 환경과 유사한 해석 공간을 모델링하여 해석결과의 신뢰성을 확보하였다. 해석된 결과를 통해 공기 유동 시 발생하는 와류, 유속, 압력의 정도 및 변화, 해석된 공기 유동장 내의 압력변화를 측정하는 소음해석 기법을 이용하여 소음 주파수 분석을 통해 주파수 영역별 발생소음을 분석하였다. 분석 결과를 바탕으로 소음원의 형상을 상사법을 이용해 개선하고 개선된 형상은 재해석을 통해 분석하는 과정을 반복하여 소음저감 목표를 달성한다. This paper presents the analytical characterization of the unsteady aerodynamic noise due to cooling air of open type traction motor in railway. The construction of a calculation model and a fundamental simulation using aerodynamic analysis tool based on Lattice Boltzmann Method is tried with computational aeroacoustic techniques. To reduce the difference of the result between experiment and analysis results, none simplified 3D shape and real test environment are applied in the analysis. In agreement with analytical results, the shapes that avoid pressure fluctuation and vortex are proposed and calculated to reduce the aerodynamic noise of traction motor repeatedly.

고받음각 델타익 유동의 와류 붕괴 모사를 위한 DES 해석

사정환(J.H. Sa),손미소(M. Son),박수형(S.H. Park),구기범(G. Gu),김민아(M. Kim),정경진(K.J. Jung) 한국전산유체공학회 2013 한국전산유체공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5

Detached Eddy Simulation(DES) is performed to understand vortex breakdown of a high-angle-of-attack Delta Wing flow. The fifth-order Upwind method is used to reduce turbulent dissipation. The computational results(DES) on ONERA Delta Wing model with a 70° sweep angle are compared with unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes(RANS) results and experimental data for validation with pressure distribution, surface pressure coefficient contour, and streamline distribution.

높은 받음각 영역에서 plunge 운동을 하는 강체 평판의 공력 성능

이남훈(N. Lee),안계현(K. Ahn),이승수(S. Lee),조해성(H. Cho),신상준(S.-J. Shin) 한국전산유체공학회 2017 한국전산유체공학회지 Vol.22 No.3

In this paper, the aerodynamic performance of a rigid plunging plate at high angles of attack is presented. The forces acting on the plate at a post-stall angle of attack of 15 degrees with the amplitude of 15% of the chord are computed, and compared with the experimental results. For the numerical simulation, a three-dimensional preconditioned Navier-Stokes solver is adopted. When compared to the experimental results, the present method capture not only the trend of the averaged force coefficients but also the characteristics of the flow fields.

CAA를 이용한 2D 원형 실린더의 원거리 소음 예측에 관한 연구

김경민(G.M. Kim),박인철(I.C. Park),고영주(Y.J. Go),최종수(J.S. Choi),김병수(B.S. Kim) 한국전산유체공학회 2012 한국전산유체공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5

The change of a vortex-shedding characteristics causes changes in the Strouhal number, characteristics length, and acoustic pressure. It is known that the major parameters to predict the acoustic pressure are the flow velocity, the characteristic length, and the fluctuating lift coefficient. In this paper, numerical analysis of the flow field and acoustic analogy are utilized to predict the noise field about a circular cylinder by using CAA(Computational Aeroacoustics) method of a commercial code, Fluent, and the results are compared to the available experimental data.

소형항공기 캐빈 도어 구조 변형에 의한 공력하중 변화 해석

이철(C. Lee),최재승(J.S. Choi),정재홍(J.H. Jung),정훈화(H.H. Jeong),김지홍(J.H. Kim) 한국전산유체공학회 2011 한국전산유체공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

Structural deformations due to flight load acting on the aircraft cabin door cause the deformation of surface profile and gap & mismatch between door and fuselage. In order to assess if the cabin door is opened in the deformed gap & mismatch conditions, CFD on the external flow of whole aircraft, small scale flow in gap & mismatch region and internal flow of inner cabin has been performed simultaneously. 2-D parametric studies are conducted in parallel for sensitivity analysis of design parameters. The safety of cabin door was confirmed by the analysis and was verified by flight test.