• Title, Summary, Keyword: 초음속 유동

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A Fundamental Study of Coaxial Supersonic Jets (동축 초음속 제트유동에 관한 기초적 연구)

  • 이권희;구병수;김희동
    • Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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    • pp.37-37
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    • 2000
  • 일반적으로 노즐 입구의 압력과 배압의 비가 어떤 임계값보다 큰 경우에 축소확대 노즐을 통하는 유동은 노즐목에서 초크하며, 노즐출구에서는 용이하게 초음속으로 된다. 노즐을 통하여 초음속으로 방출되는 제트유동에 관해서는 현재까지 많은 연구가 수행되었다. 이들 연구에 의하면 노즐 압력 비에 따라 노즐출구에서의 유동상태(즉 과팽창, 적정팽창, 부족팽창상태)가 결정되며, 노즐출구로부터 하류의 초음속 제트유동에서 발생하는 충격파 구조 및 위치, 제트경계의 구조 그리고 제트의 코어 등 유동의 기구가 비교적 상세하게 알려져 있다.(중략)

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비행체 선두부 형상에 따른 초음속 유동 해석

  • Choe, Jong-In
    • Proceeding of EDISON Challenge
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    • pp.78-80
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    • 2016
  • 우주발사체와 항공 분야에서 초음속과 극초음속 영역에서 비행체의 항력을 최소화하기 위한 최적 형상설계 연구가 활발히 진행되고 있다. 본 논문에서는 마하수 2의 초음속 영역에서 대표적인 비행체 선두부 형상 3가지에 대한 수치해석을 eMEGA 프로그램을 활용해 격자를 생성하고 eDAVA 프로그램을 활용해 유동 해석을 수행하였다. 그 결과 자유유동 마하수 2의 초음속 영역에서는 선두부 형상이 뾰족한 Cone 형상이 3가지 형상 중 작용하는 항력이 가장 적게 나타났고, 선두부가 무딘 형상이 극초음속 영역에서 가장 적합한 현상과 다르게 나타났다.

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Supersonic Intake Design & Flow Control Analysis using Bleeding Condition (초음속 흡입구 형상 설계 및 Bleeding을 활용한 유동제어 연구)

  • Choe, Jae-Hwan;Cheon, So-Min;Kim, Jong-Am
    • Proceeding of EDISON Challenge
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    • pp.77-80
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    • 2012
  • 초음속 흡입구는 설계점에서 안정적으로 작동하지만 설계점 밖에서는 엔진성능이 급격히 감소하거나 층 격파 불안정 문제가 발생할 수 있다. 초음속 흡입구의 일반적인 특성을 파악하기 위해 2단 꺾임각을 갖는 외부 압축식 2차원 흡입구를 설계하고 EDISON_열유체 시스템을 이용하여 최종적으로 설계 마하수 2.5에서 작동하는 형상을 얻었다. 그러나 설계 마하수 이하의 영역에서는 충격파-경계층, 충격파간 상호작용으로 인해 유동에서 박리가 발생하고 최종적으로 흡입구 목을 질식시켜 아임계 상태로 천이된다. 이를 해결하기 위해 유동 제어 방법 중 하나인 bleeding을 이용하여 경계층을 제거하거나 유동의 박리를 방지하여 충격파를 cowl lip 전방에 안정하게 고정시킬 수 있었으며, 결과적으로 목적하였던 마하수 2.0에서 2.5에 이르는 작동 영역에서 강건하게 운용될 수 있는 초음속 흡입구를 설계하였다.

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Numerical analysis of plasma effect on fluid flow in a supersonic flow (플라즈마에 의한 초음속 유동 변화 해석)

  • Park, Sul-Ki;Cho, Hyung-Hee;Song, Ji-Woon
    • Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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    • pp.369-372
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    • 2009
  • A numerical analysis of the effect of plasma on flow characteristics in supersonic flow is studied. It is shown that change of direction and velocity magnitude of flow is appeared different in relative direction of plasma and fluid flow. The case of that direction of electrons, which are same with flow direction, the flow is accelerated, and the case of opposition, the flow is decelerated.

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Control of the Pressure Oscillations in Supersonic Cavity Flows (초음속 공동유동에서 발생하는 압력변동의 제어)

  • Lee Young-Ki;Jung Sung-Jae;Kim Heuy-Dong
    • Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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    • pp.117-120
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    • 2005
  • The present study describes unsteady flow phenomena generated in a supersonic flow passing over a rectangular cavity and suggests a way of control of pressure oscillation, doing harm to overall performance and stable operation of aerodynamic and industrial applications. The three-dimensional, unsteady, compressible Navier-stokes equations are numerically solved based on a fully implicit finite volume scheme and large eddy simulation. The cavity flow are simulated with and without control methods, including a triangular bump and blowing jet installed near the leading edge of the cavity. The results show that the pressure oscillation is attenuated by both control techniques, especially near the trailing edge of cavity.

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초음속 연소기내의 유동 및 연소 특성에 대한 충격파의 역할

  • 허환일;김정용
    • Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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    • pp.34-34
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    • 2000
  • 극초음속 공기 흡입 추진기관에 대한 기초연구로서 본 논문은 단순 구조의 초음속 제트 화염을 기반으로 하는 초음속 연소기내에서의 유동과 연소 특성에 대한 충격파의 역할을 고찰하였다. 기존에 수행된 실험 결과와 최근에 외국에서 발표될 계산 결과를 토대로 초음속 연소기내에서의 충격파 역할을 체계적으로 정리해 보고자 함이 본 연구 발표의 목적이다.(중략)

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An experimental study on the flow characteristics of a supersonic turbine as the axial gap (초음속 터빈의 축방향 간격에 따른 유동 특성에 대한 실험적 연구)

  • Cho Jong-Jae;Kim Kui-Soon;Kim Jin-Han;Jeong Eun-Hwan
    • Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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    • pp.100-105
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    • 2005
  • In this paper, a small supersonic wind tunnel is designed and built to study the flow characteristics of a supersonic impulse turbine cascade. The flow is visualized by means of a single pass Schlieren system. The supersonic cascade with 2-dimensional supersonic nozzle is tested for various gaps between the nozzle and cascade. By the experiment, the flow is visualized and static pressure of the cascade was measured. And highly complicated flow patterns including shocks, nozzle-cascade interaction and shock boundary layer interactions, flow characteristics of the supersonic turbine are observed.

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Hybrid RANS/LES simulation of Base-Bleed in Supersonic Flows (초음속 유동장에서 기저 분출 유동의 대와류 난류 모사)

  • Shin, Jae-Ryul;Won, Su-Hee;Choi, Jeong-Yeol
    • Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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    • pp.332-335
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    • 2008
  • The purpose of this study is analysis of flow field where is around of injector of supersonic combustor which is bluff-body stabilized flame and hyper-mixer type of supersonic combustor injector by using hydrogen or hydrocarbon fuel. Various schemes are evaluated to supersonic backward step flow filed with massive separation region in validation step. Compounded scheme of 5th-order TVD-MUSCL, Roe FDS, S-A DES/DDES has a good performance in base and base-bleed flow.

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Experimental Study on the Flow Hysteresis Phenomenon in a Supersonic Nozzle (초음속 노즐에서 발생하는 유동 이력현상에 대한 실험적 연구)

  • Nam, Jong-Soon;Kim, Heuy-Dong
    • Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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    • pp.206-212
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    • 2011
  • Hysteresis phenomena in fluid flow systems are frequently encountered in many industrial and engineering applications and mainly appear during the transient processes of change of the pressure ratio. Shock-containing flow field in supersonic nozzles is typically subject to such hysteresis phenomena, but associated flow physics is not yet understood well. In the present study, experimental work has been carried out to investigate supersonic nozzle flows during the transient processes of change in the nozzle pressure ratio. Time-dependent surface wall pressures were measured by a multiple of pressure transducers and the flow field was visualized using a nano-spark Schlieren optical method. The results obtained show that the hysteresis phenomenon is strongly dependent on the nozzle geometry as well as the time scale of the change of pressure ratio.

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An experimental study on the flow characteristics of a supersonic turbine cascade with the leading edge chamfer angle (초음속 터빈의 익렬 앞전 모서리각에 따른 유동 특성에 대한 실험적 연구)

  • Cho Jong-Jae;Kim Kui-Soon;Jeong Eun-Hwan
    • Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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    • pp.361-366
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    • 2006
  • A small supersonic wind tunnel was designed and built to study the flow characteristics of a supersonic impulse turbine cascade. The supersonic cascade with a 2-dimensional supersonic nozzle was tested for the leading edge chamfer angle $(\gamma)$ of the supersonic turbine that is the one of the turbine design parameter. Firstly, the flow was visualized by a single pass Schlieren system. Next, total and static pressure of the cascade were measured by a pressure scanning system. Finally, highly complicated flow patterns including shocks, nozzle-cascade interaction and shock boundary layer interactions, flow characteristics of the supersonic turbine were observed.

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