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소형 추력기의 성능 개선을 위한 액체 추진제 주입기 최적 설계 및 추진제 거동 연구
김기로,이세민,박준형,박수형,김성균,변도영,이균호,유명종 한국항공우주학회 2009 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2009 No.11
본 연구는 소형 추력기의 성능과 그것의 수명 및 분무 성능 개선을 위한 주입기의 거동을 연구하였다. 기존의 주입기는 볼록한 표면에 8 개의 노즐로 구성이 되어 액체 추진제를 분사할 수 있게 설계되었다. 여기서 우리는 기존의 분사형 주입기가 아닌 노즐로부터 액체 추진제의 분사 방향을 바꿔, 각각의 추진제 줄기가 서로 부딪히게 되는 충돌형 주입기를 새로이 제안하여 전산유채역학, 입자 유속계 및 고속 카메라를 이용하여 새로운 주입기의 분무 특성을 최적화 하는 것을 연구하였다. This work investigates the performance of an injector for monopropellant thruster to improve its atomization and life time. Conventional injector consists of 8 nozzles on a convex surface allowing the jet to be diverged. Here, we suggest new injector using impinging type to modify the directions of streaming spray from nozzle in a way that they collide each other and make a fine spray. The performance of the new injector is analyzed by using CFD, high speed camera, and PIY.
소형 추력기를 위한 충돌형 인젝터의 수류실험 가시화 연구
김기로,변도영,이세민,박준형,박수형,김성균,김수겸,유명종 한국항공우주학회 2010 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2010 No.4
본 연구는 기존의 인젝터와 새로운 형태의 인젝터를 비교분석 함으로써 소형 추력기의 성능을 연구하였다. 기존의 인젝터는 볼록한 표변에 8 개의 노즐로 구성되어 액체 추진제를 분사하는 형태로 제작되었다. 우리가 제안한 새로운 형태의 인젝터는 오목한 표면에 8 개의 노즐로 구성된 충돌형 인젝터이다. 노즐의 구멍을 통해 분사되는 액체 추진제는 축 방향으로 한 점에서 부딪히게 설계되었으며, 이는 분사되는 액체 추진제의 입자를 더욱 세분화하여 사방으로 일정하게 분무할 수 있도록 하였다. 본 논문에서는 전산유체역학, 입자 유속계 및 고속 카메라를 이용하여 분무 가시화 및 인젝터의 성능을 연구하였다. This work studies the performance of an injector for a monopropellant thruster, comparing a conventional and new injector types. The conventional injector consists of 8 nozzles on a convex surface allowing the jet to be diverged. The new injector, we suggested, is an impinging type with nozzle holes on a concave surface. The fuel streams through the nozzle holes are collide at a point on an axial direction, which allow to atomize the liquid streams and to spray more uniformly along circular direction. The performance of the injectors is investigated by using computational fluid dynamics, particle image velocirnetry and high speed camera visualization.
Efficient Methodology with Grid Configurations for HSI Noise Prediction in Hover
김기로,박수형,박민준,정성남,김창주 한국항공우주학회 2021 International Journal of Aeronautical and Space Sc Vol.22 No.3
Complex and unsteady flow patterns occur around rotating rotor blades owing to the generation of shock waves at the blade tip and interference between the blade and tip wake when the blade rotates at high speeds, thereby resulting in specific noise characteristics. Furthermore, these noise characteristics cause noise pollution in private areas and degrade detectability of helicopters in military applications. Therefore, it is important to accurately analyze noise characteristics around rotor blades. In this study, a novel computational methodology with a chimera wake grid was proposed to efficiently and accurately predict high-speed impulsive (HSI) noise due to the shock wave at the blade tip. The proposed method enables accurate analysis of a complex flow region by overlapping a wake grid in the vicinity of shock waves. A 1/7-scaled UH-1H rotor blade was used to compare and verify the accuracy of HSI noise prediction and computational efficiency. The chimera grid method was applied to the present simulation for considering the blade motion and moving effects. A permeable surface for wrapping the surface of the physical blade was constructed to include quadrupole noise source generated from the control volume, thickness noise source, and loading noise source. Furthermore, the permeable Ffowcs Williams and Hawkings (FW–H) equations were used with the Kirchhoff approach to realize efficient far-field noise prediction. The proposed HSI noise analysis via chimera wake grid indicated that the strength of the shock wave is more precisely predicted, thereby resulting in improved prediction of the HSI noise. The proposed chimera methodology allows efficient noise prediction using a much coarser background grid system.
UH-1H 로터 블레이드의 제자리 비행 시 투과면을 이용한 원방 소음 해석
김기로(Ki Ro Kim),박민준(Min Jun Park),박수형(Soo Hyung Park),이덕주(Duck Joo Lee),박남은(Nam Eun Park),임동균(Dong Kyun Im) 한국항공우주학회 2018 韓國航空宇宙學會誌 Vol.46 No.5
본 연구에서는 투과면을 이용하는 음향상사법으로 제자리 비행하는 UH-1H 로터 블레이드 주위의 원방 소음을 예측하였다. 두께 소음과 하중 소음, 그리고 충격파 및 끝단 후류 등에 의해 발생하는 유동 소음을 예측하기 위해 블레이드 표면을 포함하는 투과면을 구성하였다. 3차원 압축성 Euler 방정식 및 Navier-Stokes 방정식을 적용하여 공력 해석을 수행하고 비교하였다. 투과면의 위치에 따라 High Speed Impulsive 소음을 예측 및 검증하였다. 블레이드 끝단에서 발생하는 충격파에 의한 소음원이 지배적인 요소임을 확인하였으며, 충격파를 온전히 포함하도록 투과면을 구성하는 것이 중요함을 보였다. The aerodynamic far-field noise was computed by an acoustic analogy code using the permeable surface for the UH-1H rotor blade in hover. The permeable surface surrounding the blade was constructed to include the thickness noise, the loading noise, and the flow noise generated from the shock waves and the tip vortices. The computation was performed with compressible three-dimensional Euler’s equations and Navier-Stokes equations. The high speed impulsive noise was predicted and validated according to the permeable surface locations. It is confirmed that the noise source caused by shock waves generated on the blade surface is a dominant factor in the far-field noise prediction.