Numerical Investigation of Icing Effects on Dynamic Inlet Distortion

진원진 한국항공우주학회 2018 International Journal of Aeronautical and Space Sc Vol.19 No.2

TheeffectofthesimulatediceaccretiononthedynamicdistortionofadiffusingS-ductinletisnumericallyinvestigated.The LES turbulence model is used to simulate the unsteady flow separation and vortex shedding from the duct curvatures and ice accretion. The numerical methods for unsteady-flow solutions are validated with the wind-tunnel test data for dynamic inlet distortion. The results show that the protruding glaze ice horns create the strong vortex shedding structures that produce additional flow unsteadiness at the inlet engine face. In particular, the symmetrical glaze ice that uniformly covers the entire inlet lip increases the total pressure loss and fluctuation level more than the asymmetrical glaze ice with a less blockage to inlet flow. Furthermore, the symmetrical glaze iced inlet induces 17 times more severe instantaneous peak distortion than clean inlet at the free stream Mach number of 0.34.

여객기 개념설계 초기 사이징 통계 분석

진원진 한국산학기술학회 2022 한국산학기술학회논문지 Vol.23 No.12

In this study, the initial sizing of jet airliners was performed using statistical analysis. The currently available statistical equations for the initial sizing in conceptual design of an airplane are based on a limited number of aircraft sample data. Furthermore, the geometry and performance data of aircraft, such as the seating capacity, wing area, weights, maximum range, and cruise speed, are outdated. Therefore, the sample size was increased, and aircraft data were updated to improve the accuracy of statistical analysis for an aircraft in the conceptual design phase. Using the updated aircraft data, the statistical equations were modified and compared to existing equations. In addition, nonlinear regression equations were derived and validated to estimate the initial sizing parameters, such as the maximum takeoff weight, wing loading, and thrust to weight ratio. The statistical analysis in this study could be applied to define a baseline configuration for aircraft and minimize the efforts for the trade study and design iterations. 본 논문에서는 제트 여객기의 초기 사이징(initial sizing)에 요구되는 설계변수(design parameter)를 통계적인 방법으로 추정하였다. 항공공학과 및 항공정비학과의 항공기 개념설계(aircraft conceptual design) 수업에서 활용되는 기존의 초기 사이징 통계 관계식은 제한된 수의 구형 제트 여객기의 형상 및 성능 데이터에 기반하고 있다. 이러한 단점을 보완하기 위하여 총 109가지의 개발연도, 좌석수, 중량, 항속거리, 속도 등 형상 및 성능이 다른 제트 여객기의 데이터를 활용하였다. 이를 토대로 지수함수 회귀 방정식(power regression equation)을 도출하고 기존의 분석 결과와 비교하였다. 그리고 최대이륙중량(maximum takeoff weight)을 기준으로 공허중량(operational empty weight), 유상하중(payload), 연료중량(fuel weight)을 통계적 방법으로 추정하였다. 또한, 좌석수(seating capacity) 및 최대항속거리(range) 등의 성능요구조건에 부합하는 제트 여객기의 익면하중(wing loading)과 추력대중량비(thrust to weight ratio) 등의 설계변수를 추정하는 다양한 비선형 회귀 방정식을 도출하고 검증하였다. 본 논문에서 제시된 결과는 항공기 개념설계 수업에서 절충연구(trade study)와 설계반복(design iteration) 과정을 최소화하기 위한 현실적인 항공기 기준형상(baseline configuration)을 정의하는데 활용할 수 있을 것으로 판단된다.

노즐내부 이차유동 분출이 초음속제트 유동장에 미치는 영향에 관한 실험적 연구

진원진,이열 한국 항공대학교 항공산업기술연구소 2000 航空宇宙産業技術硏究所 硏究誌 Vol.10 No.-

초음속노즐의 내부에 이차유동을 분출하였을 경우 초음속 유동장의 혼합도에 대한 영향을 실험적으로 연구하였다. 아차유동의 분출에 의하여 노즐내부에서 발생하는 경사 충격파와 노즐내부의 경계층과의 상호간섭은 노즐후방의 제트 유동장에 현저한 영향을 미침을 알 수 있었다. 노즐내부 양쪽의 홀에서 이차유동이 분출될 때 유동장의 혼합도에 대한 영향이 더 강해지고, 노즐에서의 주유동의 팽창조건 역시 제트 혼합도 현상의 변화에 중요한 요인이 될 수 있음도 알 수 있었다. The effect of secondary flows injected to the inner surface of a supersonic nozzle on the characteristics of supersonic mixing enhancements are experimentally investigated. The interaction between oblique shocks generated by secondary flow injection and the boundary layer inside nozzle is found to produce significant effects on the jet flow field downstream of the nozzle. The effects of the secondary flow injection on the supersonic mixing enhancements gets stronger if the secondary flow is injected at the two holes inside the nozzle. The expansion condition of the primary nozzle flow is also found to be one of significant factors in the change of jet mixing phenomena.

비축대칭 초음속제트 유동에 관한 연구

진원진,이열 한국항공대학교 항공우주산업기술연구소 2002 航空宇宙産業技術硏究所 硏究誌 Vol.12 No.-

초음속 제트유동장 비대칭 변화에 관한 실험적 연구가 이루어 졌다. 축대칭 유동장의 비대칭성을 유도하기 위하여, 노즐 출구에 작은 돌출부를 설치하거나, 혹은 노즐 내부에서 이차유동이 분출되었고, 이때 나타나는 유동장 변화가 서로 비교되었다. 쉴러린 장치를 이용한 유동가시화와 피토관을 이용한 유동장내의 피토압력이 측정되었다. 이를 이용하여, 제트경계의 벌어지는 정도가 측정되었고 아울러 유동장의 제트경계내의 단면 질량유량의 변화가 같은 제트 유동장 변화의 정량적 데이터가 얻어졌다. An experimental study of the highly compressible asymmetric supersonic jet flowfields has been carried out. The axi-symmetrric supersonic jet flowfields have been modified by utilizing small proturbances at the exit of the nozzle or the secondary injection inside the nozzle, and the characteristics of the two different flowfields are compared each other. Divergence of the development of the jet boundary for various flow conditions has been obtained by flow visualization technique of the Schlieren system. Quantitative variation of the cross-sectional mass flux inside the jet boundary downstream of the flowfield has also been observed by the Pitot-pressure measurements in the flowfield.

Drag Reduction Design for a Long-endurance Electric Powered UAV

진원진,이융교 한국항공우주학회 2015 International Journal of Aeronautical and Space Sc Vol.16 No.2

This study presents computational analyses for low-drag aerodynamic design that are applied to modify a long-endurance UAV. EAV-2 is a test-bed for a hybrid electric power system (fuel cell and solar cell) that was developed by the Korean Aerospace Research Institute (KARI) for use in future long-endurance UAVs. The computational investigation focuses on designing a wing with a reduced drag since this is the main contributor of the aerodynamic drag. The airfoil and wing aspect ratio of the least drag are defined, the fuselage configuration is modified, and raked wingtips are implemented to further reduce the profile and induced drag of EAV-2. The results indicate that the total drag was reduced by 54% relative to EAV-1, which was a small-sized version that was previously developed. In addition, static stabilities can be achieved in the longitudinal and lateral-directional by this low-drag configuration. A long-endurance flight test of 22 hours proves that the low-drag design for EAV-2 is effective and that the average power consumption is lower than the objective cruise power of 200 Watts.

중형 전기비행체 초기형상 설계 및 공력성능 전산해석

진원진,이융교,김철완,안석민 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.4

본 연구에서는 중형 전기 무인비행체인 EAV-2의 초기 형상에 대한 공력성능 및 특성을 전산해석적 방법으로 검토하였다. 한국항공우주연구원(KARI)에서 개발 중인 EAV-2는 미래형 장기체공 무인기 개발을 위하여 항공기 형상 및 효율적인 혼합형 전기 추진시스템을 연구하기 위한 기술시연기이다. 따라서 저속에서의 고양력 발생 익형선정을 위하여 XFOIL을 이용한 5가지의 저 레이놀즈 익형들의 공력성능이 검토되었다. 아울러, FLUENT를 이용한 전산해석결과에 의하면 선정된 익형과 저항력 동체 형상을 적용한 EAV-2의 초기형상은 소형 전기비행체인 EAV-1과 비교하여 공력성능이 현저히 개선되었음을 알수 있었다. This paper presents the computational aerodynamic analysis of a medium-sized electric unmanned aerial vehicle, EAV-2, being developed by Korea Aerospace Research Institute(KARI). EAV-2 is a technology demonstrator of efficient aircraft configurations as well as hybrid electric propulsion systems for the future long-endurance UAVs. The aerodynamic characteristics of five low-Reynolds number airfoils were evaluated using a panel method code, XFOIL, to investigate a high-lift airfoil for EAV-2. The computational results by FLUENT suggested that the aerodynamic performance of the initial configuration of EAV-2 was notably improved after applying the optimum airfoil shape and low-drag fuselage design.

회귀분석을 이용한 저(低)레이놀즈수 익형 공력성능 연구

진원진,Jin, Wonjin 항공우주시스템공학회 2016 항공우주시스템공학회지 Vol.10 No.3

Using a multiple regression analysis, a total of 78 low-Reynolds-number airfoils are examined in this paper to clarify the systematic relationships between the geometrical parameters of the airfoils and experimentally-determined aerodynamic coefficients. The results show that the effects of the maximum camber and the maximum thickness regarding the maximum lift and the stalling angle of attack, respectively, are major. The lower-surface flatness of the airfoil is also a crucial geometrical parameter for aerodynamic performance. It is proven here that, generally, the application of the regression equations for an assessment of the aerodynamic performance is relatively acceptable, along with an expectation that the lift-curve slope violates the normality assumption.

중형 전기추진 무인기 항력저감 형상 전산해석

진원진,이융교,김철완,안석민 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.11

한국항공우주연구원(KARI)에서는 장기체공형 무인 비행체의 제작 및 체계기술 개발, 그리고 연료전지 및 태양전지의 혼합 전기추진시스템 연구를 위하여 개념시연기인 중형 전기추진 무인기를 제작 중에 있다. 중형 전기추진 무인기의 주익에는 장기체공을 위하여 높은 종횡비와 함께 저속에서 공력성능이 우수한 저레이놀즈 익형이 적용되었다. 본 연구에서는 중형 전기추진 무인기의 공력성능 개선을 위하여 고려된 후보기체의 형상별 공력성능, 특히 항력특성을 전산해석적 방법으로 비교, 검토해 보았다. 결과, 저항력 동체와 주익에 "raked wingtip"이 적용된 형상에서 가장 현저한 항력저감을 이루었는데, 앞서 개발된 소형 전기추진 무인기 형상과 비교하여 약 54%의 항력 감소를 나타냈다. 아울러, 항공기 기본설계 프로그램(AAA)을 이용한 계산결과, 종/횡-방향 정안정성도 유지됨을 알 수 있었다. Korea Aerospace Research Institute(KARI) is developing a concept demonstrator, called a medium-size Electric-powered Aerial Vehicle(EAV). It will be used to study the systems engineering techniques and hybrid electrical(fuel cell & solar cell) power system for the future long-endurance UAV. In the present study the aerodynamic performances, in particular drag characteristics, of candidate configurations for the medium-size EAV were analyzed using FLUENT. The results revealed that the configuration with a low-drag fuselage and "raked wingtips" produced 54% drag reduction as compared to the EAV-1, previously developed small-size version. Also, longitudinal and lateral-directional static stabilities of this configuration were assessed to be achievable by the aircraft design software, AAA.

탭의 방향과 노즐 내부 표면 거칠기가 초음속제트 유동장에 미치는 영향의 비교에 관한 연구 ( A Comparison of the Effect of Tabs-Direction and Surface Roughness of Nozzle Surface on Supersonic Jet Flowfields )

진원진,조창권,이열 대한기계학회 2000 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.- No.-

비행시험과 전산해석을 통한 소형무인기 항력 예측

진원진,이융교,Jin, Won-Jin,Lee, Yung-Gyo 한국항공운항학회 2015 한국항공운항학회지 Vol.23 No.2

This paper presents the procedure of drag prediction for EAV-1, based on a numerical analysis correlated to an in-flight test. EAV-1, developed by Korea Aerospace Research Institute, is a small-sized UAV to test a hydrogen-fuel cell power system. The long-endurance test flight of 4.5 hours provides numerous in-flight data. The thrust and drag of EAV-1 during the flight test are estimated based on the wind-tunnel test results for EAV-1's propeller performance. In addition, the CFD analysis using a commercial Navier-Stokes code is carried out for the full-scale EAV-1. The computational result suggests that the initial CFD analysis substantially under-predicts the in-flight drag in that the discrepancy is up to 27.6%. Therefore, additional investigation for more accurate drag prediction is performed; the effect of propeller slipstream is included in the CFD analysis through "fan disk" modelling. Also, the additional drag from airplane trim and load factor that actually exists during the flight test in a circular path is considered. These supplemental analyses for drag prediction turn out to be effective since the drag discrepancy reduces to 2.3%.