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전차 포탑 승무원실의 내부 열/유동장에 관한 수치적 연구
남궁혁준,이경훈,박병훈,노근래,NamKoung, H.J.,Lee, K.H.,Park, B.H.,Roh, K.L. 한국군사과학기술학회 2006 한국군사과학기술학회지 Vol.9 No.2
The heavy thermal load to battle tanks can cause electronic components' malfunction and crew to be put out of action. The thermal load is generated from Internal heat sources such as electronic devices installed in the room as well as extremely hot weather. In this study, heat and flow analysis for the cabin room of a battle tank was performed to deal with this thermal problem. This study presented the validation of simulation results in comparison with those of test, the investigation of optimal flow design for effective cooling in cabin room and finally the evaluation of thermal comforts to crew.
남궁혁준(Hyuck-Joon Namkoung),심창열(Chang-yol Shim),이재호(Jae-ho Lee),박순상(Sun-sang Park) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11
이젝터 시스템은 주유동 제트에 발생되는 전단 응력과 압력차에 의해 흡입 챔버 압력에 영향을 미치거나 이차 흡입 유동을 유도한다. 이젝터는 터빈 기반 복합사이클 추진기관 및 로켓엔진의 고고도 모사 설비, 압력회복장치, 담수화 시스템, 이젝터 램젯시스템과 같이 많은 분야에 적용되어 널리 사용된다. 본 연구에서는 다양한 고고도 환경 모사를 위한 멀티 이젝터의 형상 및 운전 조건을 결정하는 설계 절차를 수립하고자 하였다. Ejector system can induce the secondary flow or affect the secondary chamber pressure by both shear stress and pressure drop which are generated in the primary jet boundary. Ejectors are widely used in a range of applications such as a turbine-based combined-cycle propulsion system and a high altitude test facility for rocket engine, pressure recovery system, desalination plant and ejector ramjet etc. The primary interest of this study is to set up an design procedure on the configuration and operating condition of multi-ejector for the various high altitude simulation.
남궁혁준(Hyuck-Joon Namkoung),박종익(Park Jong Ik),김동환(Dong-Hwan Kim) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
본 연구에서는 초음속 비행체를 위한 비행궤적 최적화와 6-DOF 비행 시뮬레이션을 수행하고자 다분야 통합설계 프로세스 개발을 수행하였다. 시스템 및 추력 모델, 공기 데이터, 중량, 추력 성능과 비행 역학 모델은 FOTRAN과 매트랩 환경에서 개발되었으며 iSIGHT software의 프레임워크를 통하여 통합되었다. 이러한 통합프로세스를 활용한 궤적 최적화 계산은 iSIGHT software의 Adaptive Simulated Annealing 최적화 기법을 통해 수행되었으며 초음속 비행에 관련한 구속조건들이 고려되었다. 궤적 최적화 결과를 통해 얻어진 효율적 연료공급 및 노즐 추력 제어에 대한 일반적인 운용 및 초음속 비행체의 비행시뮬레이션에 대한 응용방안에 대해서도 고찰하고자 한다. In this study, the trajectory optimization and 6-DOF flight simulation for a supersonic vehicle is performed by using multidisciplinary integrated analysis. System modeling, propulsion model, aerodynamic data, weight, thrust performance and flight dynamic analysis modules were developed with FOTRAN and Matlab/Simulink environment and integrated by framework of iSIGHT software. In the sample run of this integrated process, the trajectory optimization problem is formulated by the optimization algorithm of Adaptive Simulated Annealing in iSIGHT software and the supersonic operation constraints are considered during trajectory optimization. It is shown that results of trajectory optimization give senses to fuel supply and nozzle thrust control into effectiveness. Furthermore, general operation direction and its application for the flight simulation of supersonic vehicles are discussed.
극초음속 추진기관 내 격리부 (Isolator) 충격파 특성 연구
남궁혁준(Hyuck-Joon Namkoung),이재호(Jae-Ho Lee),김동환(Dong-Hwan Kim) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
초음속에서 극초음속 영역까지 광범위한 비행영역에서 작동 가능한 추진시스템으로 램제트와 스크램제트의 장점을 포함하는 복합사이클을 적용한 이중램제트에 대한 연구가 많은 선진국에 의해 수행되고 있다. 여기서 이중모드 램제트는 하나의 연소기 즉, 동일한 유동 경로상에서 아음속과 초음속 연소가 이루어져 램제트와 스크램제트 모드로 각각 작동되는 엔진이다. 격리부 (Isolator)는 공기흡입구와 연소실사이에 위치하여 연소압 상승에 의한 역압력 구배로 공기 흡입이 억제되지 않도록 완충역할을 한다. 또한 흡입된 공기를 연소환경에 적합하도록 감속시키며 압력을 상승시키는 역할을 한다. 본 연구에서는 격리부 (Isolator) 최적 형상 설계에 활용할 수 있도록 내부 충격파 특성을 분석하였다. Recently many studies have been made for the development of propulsion system with wide range flight from supersonic to hypersonic. Dual ramjet engine as a hybrid cycle with advantage of ramjet and scramjet has one combustor. It works under the ramjet mode (subsonic combustion) and scramjet mode (supersonic combustion) respectively. Isolator is located between the air intake and combustion chamber has a function of buffer in order not to prevent air from enter into air intake when chamber pressure increases. And it is capable to increase the combustion chamber pressure and decrease air velocity for making a good combustion atmosphere. In this study, analysis on characteristics of shock train in isolator was performed to get its optimal configuration.
받음각 조건 및 출구 면적비 변화에 따른 초음속 흡입구 유동 특성
남궁혁준(Hyuck-Joon Namkoung),김동환(Dong-whan Kim),홍우람(Wooram Hong),김종암(Chongam Kim) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5
초음속 비행체 흡입구 주변에서 비정상 압력 섭동 현상 (버즈) 등 유동특성에 대한 분석을 위해 수치해석을 수행하였다. 초음속 흡입구 시험결과와 비교하기 위해 기존 JAXA에서 시험 연구가 수행되었던 Nagashima 형상을 채택하였다. 첫째 다양한 출구목 면적비 조건에 대한 초음속 흡입구 유동 특성에 대한 분석이 수행되었고 시험결과와의 정략적 비교를 통해 검증되었다. 출구목 면적비가 감소함에 따라 흡입구에서 발생하는 주 압력섭동 진동수 결과는 T.R=0에서 약 418Hz였으며, 시험결과 (400Hz)와 비교하였을 때 잘 일치하는 결과이다. 또한 비점성 유동해석을 통해 받음각 효과에 대한 영향 분석을 수행하였다. 초음속 흡입구 특성에서 유입공기의 비균질성 발생 및 압력 섭동 패턴은 받음각에 의해 영향을 받고 있음을 알 수 있었다. A series of numerical simulations are carried out to analyze a supersonic inlet characteristics. A simple but efficient geometry, experimentally adopted by Nagashima, is chosen for the analysis of unsteady flow physics. The effects of various throttling conditions are firstly examined. It is seen that the computed flow patterns inside and around the inlet are qualitatively consistent with the experimental observations. Dominant frequency of the inlet buzz increases as throttle area decreases, and the main mode frequency obtained is 418Hz in viscous calculation, respectively. These are close to the theoretical value and the experimental result (400Hz). Secondly, inviscid calculations are performed to examine the effect of angle of attack. It is found that patterns of pressure oscillation histories and distortion due to asymmetric (or three-dimensional) shock structures are substantially affected by angle of attack.