A Study on Fully-Coupled Implicit and Robust Algorithms of a Homogeneous Mixture Model for a Compressible Complex Two-phase Flows

유영린 한국항공대학교 일반대학원 2022 국내박사

In this thesis, both efficient and accurate modeling for complex two-phase flows was performed by proposing robust algorithms. A fully-coupled implicit method was applied not to be constrained by the speed range, but an explicit method was recommended when the condition number approached 1.0 in terms of computational efficiency. A modified limiter to satisfy the total variation diminishing (TVD) criteria on the unstructured grid was proposed. The verification problems for single and two-phase were performed to compare T-MLP-u and existing limiters, and T-MLP-u was confirmed to be more robust than the existing ones as well as better accuracy. The numerical instability for compressible flows was alleviated by applying the momentum weighted interpolation (MWI) to the flux schemes (SLAU, HLLC). MWI prevented the checkerboard phenomenon as a numerical oscillation. In addition, adaptive mesh refinement (AMR) with dynamic load balancing were considered to precisely capture physical discontinuity such as phase interface and shock waves, which drafting allowable computational cost. Various benchmarks for validation were performed to determine the appropriateness of the proposed numerical schemes. First, the gradient, convection (advection), and diffusion terms were verified. Then, one-dimensional verification such as sod shock tube and propagation of acoustic waves were performed. The numerical diffusion of SLAU with implicit was more severe than HLLC with explicit. To verify the movement of gas bubbles in a space filled with liquid, a phenomenon occurring in an aerator, two-dimensional rising bubble and three-dimensional multiple rising bubbles were calculated. The bubble shape, rise velocity, and center of mass were similar to previous studies in rising bubble. In the multiple rising bubbles, the drag force of the lower bubble is decreased by the upper bubble. Therefore, the two bubbles are eventually merged because the rise velocity of the lower bubble is faster than that of the upper bubble. Qualitatively, it shows that the experimental and numerical results agree well. A simulation of a dambreak with a obstacle was performed to verify the movement of the liquid-gas phase interface. The numerical results of pressure-time history and the peak value of pressure are agrees very well with the experiments Shock wave interaction calculations for cylindrical and spherical bubbles were performed to verify the interaction between supersonic gas and droplets. In the air-water shock cylindrical bubble, various phenomena such as incident shock and transmitted and reflected waves were observed, and the numerical Schlieren results were similar to the experimental shadow images. The pressure measured in the experiment and the numerical results were fairly compared with the experiment. In the air-water shock sphere bubble, the KH wavelength and the aspect ratio of the droplet appearing on the surface of the droplet were within the experimental value range. Simulation of a three-dimensional liquid jet in a supersonic crossflow was performed for the physical and numerical versification for engineering issues such as the interaction between the liquid jet and supersonic gas, the primary-, secondary-breakup, and atomization process. The liquid jet was calculated using two substances, water and dodecane, respectively. Because of the higher Weber number of dodecane than that of water, the primary breakup of dodecane was developed earlier, and the droplets was rapidly generated. The various vortices such as horseshoe, wake vortices, and counter-rotating vortex pairs were observed. The penetration depths of the numerical results were predicted to be slightly lower because the turbulence effect was not taken into account during the injection of liquid jet. In addition, breakup length, surface wavelength, and shock standoff distance were compared with the experimental data within the experimental value range. An aerated liquid jet in both subsonic and supersonic crossflow were analyzed. The application was rather complicated where, inside the aerator, liquid and gas underwent a complicated mixing process and then injected, and then, the gas-liquid mixture met the crossflow, causing breakup and atomization. Therefore, the applications were selected as the target case because it could be judged whether the schemes proposed in this study was efficient and robust. The liquid density at each position inside an aerator and the velocity at its nozzle were compared with the experimental data. Additional calculations were performed by changing only the initial and boundary conditions for the same aerator, which employed as the inlet conditions of the aerated liquid jet in crossflow. For comparison with the experiment, the GLR was set at 4% and the liquid mass flow rates were 10.4 and 18.2 g/s for subsonic and supersonic crossflows, respectively. In the aerator, the liquid mass flow rate is about 1.8 times higher than the case of supersonic crossflow. The plume structures were clearly identified in subsonic crossflow, but not in supersonic one due to the large amount of liquid mass flow. It was confirmed that both cases were split into small droplets just after the moment of injection due to high-pressure. The injected droplet size was larger for supersonic case with high liquid mass flow rates. In both cases, it was compared with the experimental shadow images near the injector. The penetration depth in subsonic crossflow was similar to Lin's PDPA, but slightly higher than that of the empirical formula in supersonic crossflow. In the numerical analysis points of view, very small droplets calculated here might not be measured in the experiments. The proposed numerical schemes (T-MLP-u, fully-coupled implicit with HLLC and SLAU flux schemes, and MWI) would be appropriate for the compressible two-phase flow as shown through the various validations performed listed above. 본 연구에서는 다상유동 수치해석에 대한 강건한 기법을 제안함으로써 효율적이고 정확한 모델링을 적용하여 다양한 문제에 대한 수치해석 연구를 수행하였다. 지배방정식은 균질혼합모델의 지배방정식이며, 각 상의 보존항은 질량분율 보존방정식으로 구성된다. 속도 범위에 제약을 받지 않도록 완전 결합된 암시적 방법을 적용하였고, 계산 효율을 고려하여 조건수가 1.0에 접근하는 경우에서는 명시적 방법을 사용하였다. TVD 기준을 충족하도록 선행 연구자의 비정렬 격자에서의 리미터를 수정하여 T-MLP-u 리미터를 제안했다. T-MLP-u와 기존 선행 연구자의 리미터를 이용하여 단상 및 2상 기본 검증 문제를 수행하였으며, T-MLP-u가 기존 방식보다 견고함과 고정확도의 결과를 확인하였다. 또한 압축성 유동에서 많이 사용하는 플럭스 기법(SLAU, HLLC)에 MWI 항을 추가하여 수치적 불안정성인 체커보드 현상이 완화되었음을 확인하였다. 그리고 상경계면, 충격파 등과 같이 불연속 구간에 대한 상세한 분석과 계산 효율성을 위해 AMR과 동적로드밸런싱을 사용하였다. 적용한 기법들의 적절성을 판별하고자 다양한 검증 문제를 수행했다. 먼저 각 항의 검증으로 기울기, 대류, 확산 항의 검증을 수행하였다. 그 후, 충격관과 파의 전파와 같은 1차원 검증을 수행하여 플럭스 기법과 명시적 및 암시적 결과 간의 차이를 분석했다. 정밀해를 각 방법에 대한 결과와 비교하면, HLLC와 명시적 방법보다 SLAU와 암시적 방법의 결과에서 수치확산이 더 심한 것으로 나타났다. 액체로 채워진 공간에서 기체의 움직임을 검증하기 위해 상승 기포 (2차원)와 다중 기포 (3차원)에 대한 해석을 수행했다. 2차원 상승 기포 검증에서, 기포 모양과 상승 속도 및 질량 중심은 선행 연구 결과와 유사했다. 다중 상승 기포에서 하부 기포의 항력은 상부 기포에 의해 낮아지기 때문에 하부 기포의 상승 속도가 상부 기포보다 더 증가한다. 따라서 결국 두 기포가 합쳐지게 된다. 실험에서 관찰된 기포 모양과 해석 결과가 정성적으로 잘 일치하였다. 액체-기체 상 경계면의 운동을 검증하기 위해 장애물이 있는 댐 계산을 수행했다. 수치해석 결과의 압력 피크값은 실험에서 측정된 압력과 유사하였다. 초음속 기체 유동과 액적 간의 상호 작용을 검증하기 위해 원통형 및 구형 기포에 대한 충격파 상호 작용 계산이 수행되었다. 공기-물 충격 원통기포에서는 입사충격, 투과파, 반사파 등 다양한 현상들이 관찰되었으며 수치적인 슐리렌 결과들은 실험에서 측정된 순간 이미지와 유사하였다. 실험에서 측정한 압력 데이터와 수치 결과를 비교하였으며, 해석에서의 압력 프로파일은 실험과 유사하였다. 공기-물 충격 구 기포에서 액적 표면의 KH 파장과 액적의 종횡비는 실험값 범위 내에 있었다. 액체 제트와 초음속 가스 사이의 상호 작용과 1차, 2차 분열 및 미립화 과정을 검증하기 위해 초음속 횡단류로 분사되는 액체 제트의 시뮬레이션을 수행했다. 액체 제트는 각각 물과 도데케인의 두 가지 물질을 사용하여 계산되었다. 도데케인의 웨버수가 물보다 높기때문에 도데케인의 1차 분열이 더 발달하고 액적이 빠르게 생성된다. 말발굽 와류, 후류형 와류, 역회전 와류 쌍과 같은 다양한 와류가 생성되었다. 침투깊이를 실험식과 비교하였으며, 액체분사 주입시 난류효과를 고려하지 않았기 때문에 수치적 결과는 다소 낮게 예측되었다. 또한 파단길이, 표면파장, 충격격차거리를 실험데이터와 비교하여 실험값 범위 내에 있음을 확인하였다. 횡단류에 기체주입된 액체 제트 분사 계산을 수행했다. 이 해석 케이스는 에어레이터 내부에서 액체와 기체가 복잡한 혼합과정을 거쳐 분사된 다음 혼합물이 횡단류를 만나 분열 및 미립화 과정을 다루는 다소 복잡한 계산이다. 따라서 본 연구에서 적용한 수치적 방법들이 효율적이고 견고하다고 판단할 수 있어 본 해석 케이스를 선정하였다. 횡단류는 아음속과 초음속의 2가지 경우로 나누어 계산하였다. 에어레이터 내 각 위치의 액체밀도와 노즐에서의 속도를 실험값과 비교하였다. 동일한 에어레이터에서 조건만 변경하여 추가 계산을 하여 횡단류에 기체주입된 액체 제트의 입구 조건으로 사용하였다. 실험과의 비교를 위해 GLR은 4%로, 액체 질량 유량은 아음속 및 초음속의 경우 각각 10.4 및 18.2g/s로 설정했다. 영역의 각 위치에서 세부적인 비교를 하였으며, 에어레이터에서는 초음속의 경우 액체의 질량유량이 약 1.8배 더 높기 때문에 더 높은 압력에서 더 많은 양의 액체를 주입하게 된다. 초음속의 경우 이 많은 양의 액체 흐름으로 인해 플룸 구조가 나타나지 않았지만, 아음속의 경우 플룸 구조가 명확하게 확인되었다. 그리고 두 케이스 모두 고압 분사로 인해 분사되자마자 작은 액적으로 분열되는 것을 확인할 수 있었다. 분열된 액적 크기는 액체 유속이 큰 초음속의 경우 더 컸다. 두 경우 모두 인젝터 부근에서의 실험 shadow 이미지와 비교하였으며, 실험과 유사하게 압력 팽창으로 인해 분사각이 증가하는 현상이 관찰되었다. 침투깊이는 실험식과 비교하였으며, 아음속의 경우 Lin의 PDPA와 유사하였고, 초음속의 경우 실험식보다 약간 높은 결과를 나타내었다. 이것은 수치해석에서는 실험에서 측정할 수 없는 아주 작은 액적까지도 관찰되기 때문인 것으로 판단된다. 압축성 2상 유동에 대한 다양한 검증문제와 최종적으로는 복잡한 해석 케이스 (초/아음속 횡단류로 분사되는 기체주입된 액체 제트)를 통해, 본 연구에서 제안된 수치적 기법(T-MLP-u, HLLC 및 SLAU 플럭스 기법과 완전 결합된 암시적 방법, MWI)이 적절하다고 판단된다.

LES OF BREAKUP AND ATOMIZATION OF A LIQUID JET INTO CROSS TURBULENT FLOW

양승준 한국항공대학교 대학원 2010 국내석사

This research focuses on the breakup process of the liquid jet into the cross turbulent flow. The breakup of a liquid jet initially occurs by due to the oscillatory motion induced by unsteady waves on the liquid column surface. The instability waves on the liquid column surface are strongly affected by the cross turbulent flows. Thus, the LES and wave breakup models were implemented to achieve more realistic simulations of both cross turbulent flow structures and breakup mechanism around the liquid column. In the present work, The LES (Large Eddy Simulation) accompanying the Eulerian ?Lagrangian approach has been conducted to investigate liquid column and droplet breakup characteristics in the turbulent flow. The blob-KH (Kevin-Helmholtz) wave breakup model and the blob-KH-RT (Rayleigh-Taylor) hybrid wave breakup model were implemented to simulate the 1st and 2nd breakup processes of the liquid jet. The MPI (Massage Passing Interface) parallel computation has been applied to achieve the calculation efficiency. The numerical scheme employs a density-based finite-volume method, which allows for the treatment of arbitrary geometry and avoid the metric singularities usually associated with finite-difference method. Spatial discretization is achieved using a fourth-order central differencing scheme. And a six-order scalar artificial dissipation term is employed to prevent numerical oscillations. Temporal integration is obtained using a four-step Runge-Kutta scheme. The simulations have been conducted with various momentum flux ratios (q=9~27) between a liquid and a gas in a both flat plate flow domain and a rectangular channel. The liquid column breakup transient process has been investigated. And the turbulent flow structures, such as the vortex shedding street behind the liquid column, are observed. The most two representative characteristics of liquid breakup and atomization, the liquid penetration depth and the mean droplet diameter are compared with experimental data. The higher penetration is predicted and the liquid droplets disperse more broad ranges as the momentum flux ratio increase. The penetration depth and the spray trajectory are comparable with experimental result for all the cases (q=9~27) and the SMD distributions show three groups like the large/medium/small size drops. 위 벽면이 개방된 형태와 좁은 사각 채널 유동장내에 단공 노즐로부터 분사되는 액주의 분열과 미립화 현상에 대하여 공기-액체 이상유동 LES 를 수행하였다. 횡단류에 수직 분사되는 액주의 분열은 액주 표면에서 발생하는 불안정파에 의해 해석 될 수 있으며, 액주 표면의 불안정파는 액주 주위 공기 유동의 난류 특성에 의해 주파수와 파동길이가 결정된다. 본 연구에서는 액주 표면에서 발생하는 불안정파의 정확한 예측을 위해, 횡단류 유동 해석에 LES 기법을 적용하여, 액주 분열 모사 기법의 정확성을 향상 시키도록 하였다. 액주와 액적에서 발생하는 분열 모사에 Blob-KH(Kevin-Helmholtz) 분열 모델을 적용하여, 1차 및 2차 분열 현상을 모사하였으며, 액주 길이 이후 영역에서 발생하는 액적 분열 모사의 정확도를 향상 시키기 위해, blob-KH-RT 하이브리드 분열 모델을 적용하여, 이전의 결과와 비교하였다. 이상 유동(two phase)과 LES 해석에 적합하도록 구성된 조밀한 격자의 효율적인 계산을 위해, MPI 병렬 계산 기법을 적용하였다. 횡단류 유동 계산 결과, 전체 계산 유동장에 난류 형태의 횡단류 유동이 잘 나타났으며, 횡단류에 대하여 수직 분사되는 액체 제트가 액적 분열 이후에도 액체 분사기 근처에서 일정한 길이를 가지고, 액주 형태로 유지되는 것을 확인하였다. 액주와 ligament로 부터 분열되어 나온 액적은 유동 흐름에 따라 하류로 이동하면서 액적 크기에 따라 다르게 분포한다. 유동장에 분포하는 액적은 액적의 크기가 클수록 더 깊은 침투 깊이를 보이는데, 이는 큰 액적 일 수록 액적의 운동량 관성이 더 크기 때문에 일어나는 현상이다. 액주와 횡단류 사이의 접촉으로 인해, 액주와 액주 뒤쪽으로 발생하는 강한 재순환 유동을 확인하였다. 또한, vorticity iso-contour 를 통해 액주와 액주 뒤쪽에서 vorticity magnitude 가 강하게 성장하는 것을 확인하였다. 이러한 와류 현상으로부터, KH 분열 모델의 근거가 되는 액주와 액적 표면에서 발생하는 Kevin-Helmholtz 불안정성의 존재를 확인 할 수 있다. 유동장의 바닥면 근처 2 mm 위치에서 측정한 z-vorticity 를 통해, horse shoes 형상의 와류를 확인하였다. Von Karman 에 의해 제안된 방법에 의해 예측한 horse shoes track 의 주파수와 주기는 각각 140.6 kHz 와 0.0071 ms 로 매우 빠르게 나타났다. 액체 제트의 최초 분사 시점으로부터, 전체 분열 현상이 정적으로 안정화 되기까지의 천이 과정을 조사하였다. 최초 분사 시점으로부터 약 0.13 ms 까지 분사 제트는 액주의 형태로 연장되며, 0.21 ms 이후 최초 분열 액적이 액주로부터 생성되는 1차 분열 과정이 시작된다. 이후, 약 0.68 ms 에서 ligament의 2차 분열 과정이 진행되어, 액적 및 액주에서 1, 2차 분열이 모두 진행되기 시작하며, 약 1.07 ms 에서 대부분의 최초 분열 액적이 유동장 출구를 통과하여, 분열과정이 정적으로 준평형 상태를 이룬다. 다양한 범위의 액체-기체 운동량비 (q=9~27) 조건에서 액적 침투 깊이를 조사하였다. 액적 침투 깊이 결과는 대부분의 경우에서 실험 결과와 유사하였다. 또한, 대부분의 경우에서 액적 모멘텀이 클수록 침투 깊이가 깊게 나타났으며, 액적의 분포 영역도 넓게 나타나는 것을 확인하였다. 비교 실험식 중, Wu 의 실험 결과와 가장 일치하는 경향을 보였고, Stenzler의 결과는 경향성은 일치하나, 침투 깊이가 전체적으로 실험치 보다 높게 나타나는 것을 확인하였다. 이에 section 4.2 에서 수행한 좁은 사각채널 내부에서의 침투 깊이 측정으로, 연소실 형상의 영향을 반영하여, 보다 더 일치하는 결과를 얻었다. 유동 방향을 따라 각 위치에서 SMD 분포를 측정하였다. 전체 유동장에 걸쳐 SMD 는 65~5 사이에서 분포하고 있으며, 크기에 따라, 상부/중부/ 하부의 세 영역으로 구분되어 분포하는 것을 확인하였다. Section 4.3 에서는 Blob-KH 모델을 이용하여 구한 액적 분열 결과의 정확도를 높이기 위해, Blob-KH-RT 하이브리드 분열 모델을 이용한 분열 모사를 수행하였다. Stenzler 의 좁은 사각 채널 유동에 q=18 조건에서 수행한 해석 blob-KH-RT 하이브리드 분열 모델의 해석은 채널 출구의 침투 깊이를 비교한 결과, 실험결과와 더욱 유사한 결과를 얻었다. 또한 액주 근처에서 횡단류에 의해 액주가 하류 방향으로 휘어지는 경향 역시 실험 결과와 더욱 유사하였다.

통합적 성능모델을 기반으로 한 초음속 추진시스템의 흡입구 버즈마진제어기법 연구

김선경 한국항공대학교 대학원 2010 국내석사

본 연구에서는 초음속 추진시스템의 통합적 성능모델을 제시하고 이를 기반으로 하여 초음속 흡입구에서 발생하는 버즈 현상을 방지하기 위한 버즈마진 제어기를 설계하였다. 통합적 성능모델은 크게 초음속 흡입구 설계 및 해석 모델, 엔진 성능해석모델, 추진시스템 동적 모델로 구성된다. 초음속 흡입구 설계 및 해석 모델은 압축성 및 충격파 유동에 대한 공기역학적 지배방정식을 기반으로 흡입구의 성능설계를 수행하며, 최대 전압력회복률을 얻기 위한 최적의 형상을 결정하기 위하여 Oswatisch의 최적설계조건을 적용하였다. 성능해석모델은 열역학-공기역학적 사이클 해석을 기반으로 하며, 엔진 각 구성품의 성능을 구현하기 위하여 각각의 효율 변수를 정의함으로써 실제와 가까운 성능을 구현가능토록 하였으며, 1차원 연소기 해석모델을 통해 단면적 변화, 마찰, 연료분사, 연소열에 따른 연소기 내부 유동분포특성을 파악할 수 있었다. 또한 수치해석결과와의 비교를 수행함으로써 모델의 실험적 변수의 보정 및 타당성을 검증하였다. 엔진 내부 유동의 동적 거동특성 및 추진시스템과의 상호 영향을 파악하기 위하여 연료분사시스템에 대한 동적모델 및 연소진동에 대한 동적모델을 제시하였으며, 이에 따른 충격파의 동적특성을 파악하였다. 이를 기반으로 흡입구의 버즈마진 제어를 위한 연구를 수행하였다. 먼저 성능모델을 기반으로 제어기 설계에 보다 적합한 제어용 엔진모델을 제시하였으며, 이는 성능모델과의 정상상태 해석결과에 대한 비교를 통해 그 정확성을 확인할 수 있었다. 엔진 내부 유동변수의 동적 거동 특성을 묘사하기 위하여 1차원 시간지연 모델을 적용하였으며, 이를 통해 버즈마진 제어기를 설계하였다. 버즈마진 제어기는 종말 충격파가 흡입구 내에 존재하는 임계 작동 상태를 설계점으로 하는 정상 엔진 모델을 기반으로 충격파가 설정된 범위 내에서 유지될 수 있도록 제어한다. 이때 종말 충격파의 위치를 제어하기 위한 초음속 엔진 모델은 연료 공급량 및 노즐목 면적에 대한 충격파 위치의 응답특성을 고려하며 선형제어 기법 중의 하나인 PID 보상기 설계법을 이용하였다. 설계되어진 제어기를 제어용 엔진모델에 적용하여 동적해석을 수행함으로써 제어기의 성능 특성을 파악하고 그의 적용 가능성을 확인하였다. An integral performance model was proposed for the design of the buzz margin controller for supersonic propulsion systems. This model has been constructed with three major parts: supersonic air intake performance design model, engine cycle analysis model, and dynamic system model. The supersonic air intake model performs an optimal intake design to maximize the intake efficiency represented by total pressure recovery with Oswatitsch design criteria. The engine cycle analysis model is based on the Brayton cycle, which is a representative cycle of the air-breathing propulsion system. The loss effects in the engine were considered by defining the efficiency coefficients of each component that were generalized and verified with numerical analysis results. Moreover, Quasi 1 dimensional combustor analysis model was suggested to observe in detail the characteristics of the internal flow properties in the combustor. The dynamic models of the fuel supply system and interaction between combustor pressure fluctuation and terminal shock train were proposed to determine their mutual relations and operating margin. Based on the integrated performance model, the dynamic engine model for the supersonic propulsion system was investigated for integration in the design of a buzz margin controller. The dynamic behaviors of the flow properties to the flow condition of the combustor were modeled with first-order time delay model. Moreover, a fuel metering system and nozzle throat area actuation system were modeled by a second-order system. With fuel flow rate and nozzle throat area as the control input variables, open-loop simulations were performed to observe the model?s dynamic behaviors and to establish the critical operating ranges at the high-altitude mode. In order to avoid intake buzz and to maintain the engine?s optimum performance, a closed-loop feedback control algorithm for buzz margin control was proposed by specifying the fuel flow rate controlled by a fuel metering system and nozzle throat area of variable nozzle system as control variables. Two sets of controllers for the fuel flow rate and throat area were designed by the typical PID control method with the dynamic engine model at the high-altitude mode. PID gains were tuned to satisfy time?domain specifications, settling at 0.2 sec with no overshoot. With those controllers, a closed-loop simulation was conducted to test the controllers? performance and to confirm the applicability of the algorithms.

스크램제트의 비 시동 검출의 수치적 해석

서한석 한국항공대학교 일반대학원 2021 국내석사

In this study, the development and verification of a turbulence model that can be practically used in hypersonic speed, and calculation of the scramjet engine for various flight conditions through the developed code were conducted. First, for the analysis, we developed a code based on the k-ω SST turbulence model that shows advantages in shear and boundary layer analysis. As the basic model tends to show low accuracy at supersonic speed, various correction models have been added for accurate analysis. Each correction model verified the accuracy of the turbulence model code developed through the supersonic plate, the supersonic backward staircase, and the Mach 3 scramjet problem. In the supersonic plate, the thickness of the boundary layer at the hypersonic speed and the profile of the flow inside the boundary layer were verified, and it showed a good match with the experimental results. The supersonic backward facing step case was verified for various flows occurring at supersonic speeds such as detachment and reattachment of the boundary layer, expansion fans, and shock waves. In the vicinity of the reattachment, the recovery of the pressure did not work well, but in the vicinity of the step and downstream, it was good agreement with the experiment. In the Mach 3 scramjet problem, the flow generated in the scramjet shape was verified before the study shape was calculated. The calculation result showed a good fit with the experimental and numerical analysis results of previous researchers. Second, calculations were made for various angles of attack and back pressure using a thread-shaped scramjet engine. Through these conditions, data on unstart that may occur in various situations were obtained. At low angle of attack, unstart occurred under high back pressure conditions, and at high angle of attack, unstart occurred even at low back pressure. The acquired data were classified into start-up and unstart to form SVM data. Through the SVM classification work, it was possible to distinguish starting and unstart through the pressure at a specific position, and quantitative determination of unstart was possible through the derived linear equation. 본 연구에서는 극초음속에서 실질적으로 사용될 수 있는 난류 모델의 개발과 검증, 개발된 코드를 통한 다양한 비행 조건에 대한 스크램제트 엔진의 계산을 진행하였다. 또한 엔진에서 발생하는 비 시동 현상을 검출하기 위한 연구를 진행하였다. 첫 번째로 해석을 위해 전 단층과 경계층 해석에서 장점을 보이는 k-ω SST 난류 모델 기반의 코드를 개발하였다. 기본 모델의 경우 초음속에서 낮은 정확성을 보이는 경향이 있으므로 정확한 해석을 위해 다양한 보정 모델을 추가하였다. 각각의 보정 모델은 초음속 평판, 초음속 후향 계단, 마하 3 스크램제트 문제를 통해 개발된 난류 모델 코드의 정확성을 검증하였다. 초음속 평판에서는 극초음속에서의 경계층의 두께와 경계층 내부 유동의 프로파일을 실험 결과와 검증하였다. 초음속 후향 계단는 경계층 탈착, 재부착, 팽창 팬, 충격파와 같은 초음속에서 발생하는 다양한 유동에 대해서 검증을 진행하였다. 재부착 근처에서는 압력의 회복이 잘 이루어지지 못하는 모습을 보여주었으나, 스텝 근처와 하류에서는 실험과 유사하였다. 마하 3 스크램제트 문제에서는 연구 형상의 계산 이전에 스크램제트 형상에서 발생하는 유동에 대한 검증을 진행하였다. 계산 결과 실험 및 선행 연구자의 수치해석 결과와 유사하였다. 스크램제트 엔진의 비시동 특성을 분석하기 위하여 특정 스크램제트 엔진에서 다양한 받음각과 배압에 대해서 계산하였다. 이와 같은 조건들을 통해 다양한 상황에서 발생할 수 있는 비 시동에 대한 데이터를 획득하였다. 낮은 받음각에서는 높은 배압 조건에서 비 시동이 발생하였으며, 높은 받음각에서는 낮은 배압에서도 비 시동 현상이 발생하였다. 획득된 데이터들은 시동, 비 시동으로 분류하여 SVM 데이터를 구성하였다. SVM 분류 작업을 통해 특정 위치에서의 압력을 통해 시동과 비 시동을 구분할 수 있었으며, 도출된 선형 식을 통해 비 시동에 대한 정량적인 판단이 가능하게 되었다.

고속의 공기 유동에서의 알루미늄 입자 연소의 수치적 연구

신준수 한국항공대학교 일반대학원 2013 국내석사

The present work was implemented with the intent of investigating characteristics of distinct combustion problem spreading metal-contained fuel into high velocity flow field. This problem is distinguished from other combustion problems such as gas or droplet combustion which are well known. It is, also, can be found in industrial fields such as power plant, blast furnace, biomass boiler, and in researches on propulsion including solid rocket motor, water-breathing supercavitation vehicle and ducted rocket engine. In ducted rocket engine, fuel-rich solid propellant in the gas generator produces multiphase mixture of solid, liquid and gas, to combustion chamber, and thrust can be obtained by the combustion of delivered fuel-rich multi-phase mixture and breathed air through intakes in the combustion chamber. Aluminum particle can be added to the fuel-rich solid propellant for the purpose of high specific impulse and temperature in the combustion chamber, and decreasing combustion instability. Liquid and solid phase aluminum particle produced in gas generator is entrained into combustion chamber and react with air. However, aluminum has rather slow burning rate compared with gas or liquid fuel, so it is important to comprehensively understand its combustion mechanism to achieve good combustion efficiency in ducted rocket system. In this thesis, three parts of researches are presented using three dimensional CFD combustion simulations. The first part is a research on combustion modeling of single aluminum particle. If the aluminum particle vertically drops in a high temperature gas chamber, particle temperature rises to ignition temperature by effect of convective heat transfer and heterogeneous reaction on particle surface. After reaching at its ignition temperature, the particle starts to combustion, and the particle diameter shrinks. These sequential reacting processes of the aluminum particle are modeled by the form of User Defined Function (UDF) used for the commercial Computational Fluid Dynamics (CFD) code, FLUENT, and are fairly validated to other researcher`s experimental results. The second part is a research on mixing and combustion characteristics of aluminum particle injected into cross air flows with high velocity. In order to investigate mixing and combustion characteristics of aluminum particle and high velocity air flows, aluminum particles are injected in backward step dump combustor which have high temperature by reaction of air and ethylene. Temperature of main flow field decreases because of low residual time of aluminum particle absorbing heat from the surrounding high temperature air. On the other hand, the temperature at recirculation zone increases because the particles can burn for staying in sufficient at the region. Similar results have reported by other researchers. However temperature distribution of combustor exit is somewhat different from experiment results. The third part is a research on combustion phenomena of the aluminum particles in a real scale ducted rocket combustor. Characteristics of aluminum particle combustion are studied by considering the actual combustor with two air intakes. Based on the results of the above studies, a ducted rocket combustor with recirculation zone is selected. Numerical investigations have been performed with the intention of understanding of major parameters of combustion efficiency of the combustor, including mass flow ratio of fuel gas and intake air, size of metal particles, using unsteady numerical simulations. In conclusion, in order to increase combustion efficiency of aluminum particles, sufficient effective oxidizer should be fed to the combustor, and also the temperature of entire combustor should be considered. Furthermore, the particle combustion efficiency and the momentum ratio of fuel gas and intake air are in non-linear relation. 본 연구는 높은 속도 및 온도 유동장 내에서 다상연료의 연소특성에 대한 연구를 수행하였다. 이러한 연소 현상은 산업분야에서 사용되는 발전소, 용광로, 바이오매스 보일러에서 찾아볼 수 있으며 추진분야에서는 고체로켓모터, 해수추진 초공동 어뢰, 덕티드 로켓 연소기가 있으며, 기존의 기체나 액적연소와는 상이한 현상을 보인다. 덕티드 로켓 연소기는 연료가 농후하게 포함된 추진제를 가스발생기로 사용하여 주연소기로 연료농후한 연소가스를 배출하며, 주연소기에서 다시 흡입공기와 재연소시켜 추력을 얻는다. 알루미늄 입자는 높은 비추력과 연소기에서의 높은 온도를 얻기 위해 가스발생기의 추진제에 첨가물로서 고려되며, 또한 연소불안정성을 감소시키는 효과도 함께 가지고 있다. 가스발생기에서 발생되어 주연소기로 주입되는 알루미늄 입자는 기존의 가스나 액체연료에 비해 낮은 연소율을 가지고 있으므로 덕티드 로켓의 연소효율을 높이기 위해서 이에 대한 선행연구가 필수적이다. 본 논문에서는 다음과 같은 3 가지의 연구를 수행하였다. 1. 알루미늄 단일 입자의 연소모델 연구 고온의 수직 유로에 알루미늄 입자를 떨어뜨리면 입자의 온도가 비균질 반응 및 대류 열전달에 의해 입자의 점화 온도까지 가열된다. 그후 점화온도에 도달한 입자는 연소를 시작하고 입자의 크기가 줄어들게 된다. 이러한 일련의 알루미늄 입자의 열역학적 상태변화를 본 연구에서 개발된 알루미늄 입자의 수치적 연소모델을 UDF 로 작성, FLUENT 12.1 에 접목시켜 전산유체해석을 수행하고, 그 결과를 타연구자들의 실험결과와 비교하여 유사한 결과임을 확인하였다. 2. 알루미늄 입자의 고속 공기와의 혼합 및 연소 특성 연구 알루미늄 입자가 고속으로 흐르는 공기와의 혼합 특성 및 연소 특성을 파악하기 위하여 덤프 유로에 공기와 에틸렌의 연소로 인해 뜨거워진 공기 속에 알루미늄 입자를 주입시켰을 때의 입자의 혼합 및 연소 특성을 살펴 보았다. 알루미늄 입자의 주입으로 유동의 주 영역에서는 공기의 온도가 감소하고 재순한 영역에서는 공기의 온도가 상승하는 것으로 나타났다. 이는 주 유동 영역에서는 알루미늄 입자가 충분히 연소실에 체류하지 못하고빠져나감으로 알루미늄 입자를 가열시키는데 고온의 공기열이 소모되어 공기의 온도가 저하되기 때문이다. 반면에 재 순환 영역에서는 입자가 충분히 연소실에 체류함에 따라 입자가 연소되어 공기의 온도가 상승한다. 이는 기존 연구자의 실험에서도 같은 결과가 제시되었다. 그러나 온도 분포에서는 실험과 다소 차이가 남에 따라 이에 대한 개선이 필요하다. 3. 실제 연소기 형태에서의 연소 현상 연구 두개의 공기 흡입구가 있는 실제 연소기 조건을 고려하여 알루미늄 입자의 연소 특성을 연구하였다. 위의 연구 결과를 바탕으로 재순환 영역이 존재하는 연소기를 설정하였다. 농후연료의 연소가스와 흡입공기의 유량 및 속도를 조절하여 연료와 공기의 모멘텀 비에 따른 재순환 영역의 크기, 가스의 온도, 입자의 거동, 입자의 연소효율을 관찰하였다. 또한 금속입자의 크기 등을 포함한 변수들을 통해 금속입자의 연소효율에 영향을 끼치는 중요변수에 대한 연구가 수행되었다. 알루미늄 입자의 연소효율을 높이기 위해서는 유동장 내부의 유효산화제의 양이 많이 공급되어야 하며, 그와 함께 유동장의 전체 온도도 함께 고려되어야 한다. 또한 흡입공기/연료가스의 모멘텀 비율은 비선형적 관계에 있음을 밝혀내었다.

A Numerical Model for Combustion of Micron-sized Aluminum Particle in Transition Regime

최한영 한국항공대학교 일반대학원 2022 국내석사

A numerical simulation on the single aluminum (Al) combustion is conducted using reactive Eulerian-Lagrangian method. The combustion model of single aluminum particle from 10 to 100 μm diameters is applied to the Lagrangian solver. The combustion model includes complex physical phenomena such as heat and mass transfers in both continuum and transition regimes, melting process, surface reaction, vaporization, and gas phase kinetics. The analysis is performed based on in-house code. The Eulerian method calculates the gas flow using finite volume method (FVM) and Lagrangian method applies to calculate particle combustion. A numerical simulation has been conducted to investigate the combustion characteristics of single Al particle, free-falling from the top of a half-opened electric tube filled with air at 2000K. The numerical results are compared with experimental measurements. The burning time of particles larger than 20μm and less than 20μm tend to be proportional to 1.709 square and 0.298 square of the diameter, respectively, which are comparable with the experimental data. The combustion completeness is defined when the product, aluminum oxide, becomes greater than 99.0% of the mass of particle. As tracking the change of particles, the heat and mass transfers in the transition regime and combustion stages are analyzed according to particle size. Particles larger than 20μm are heated to boiling point (2743K) and most of the aluminum is consumed in this combustion stage. The growth of oxide cap is considered. The oxide cap is produced by surface reactions or condensed aluminum oxide in the gas phase is deposited to particles. Particles larger than 20μm are calculated to be about 53% of the initial particle size and 10μm is about 42%. The surface reaction rate of small particle is low because it is dependent on the temperature of the particle. Therefore, the aluminum oxide mainly generated by deposition at smaller particles. 단일 알루미늄 연소 모델을 오일러리안-라그랑지안 해석 기법에 적용하여 모사하였다. 10~100 μm 범위의 단일 입자 연소 모델을 라그랑지안 기법에 적용하였다. 본 입자 모델은 연속체 영역 및 천이 영역에서의 전도 열전달과 복사 열전달, 입자의 상 변화, 표면연소, 알루미늄의 기화, 기체상의 연소, 최종생성물의 침전 등 복잡한 물리적 현상을 포함한다. 수치해석은 연구실 내 자체 개발한 오일러리안-라그랑지안 코드로 진행되었으며, 오일러리안 기법은 유한체적법 (FVM)을 이용하여 가스의 유동을 계산하며, 라그랑지안 기법은 입자의 거동 및 입자 연소 현상을 계산한다. 단일 입자의 연소 특성을 계산하기 위해 한쪽 면이 열린 튜브 내에 공기(2000K)에서 자유 낙하하는 입자의 연소 문제를 해석하였다. 해석 결과는 다양한 실험 측정값과 비교 분석하였다. 제안한 모델에서 20 μm 이상 입자의 연소 시간은 입자 지름의 1.709 제곱에 비례하고 20 μm 이하 입자의 연소 시간은 입자 지름의 0.298 제곱에 비례하는 경향을 보이며 이는 실험값과 잘 일치하는 것을 확인할 수 있었다. 수치적으로 산화 알루미늄(생성물)이 현재 입자 질량의 99.0% 이상일 때 연소가 종료되었다고 정의하였다. 입자의 상태 변화를 추적하여 천이 영역 및 연소 단계에서 열 및 질량 전달을 입자 크기에 따라 검증을 하였다. 20 μm이상의 입자는 끓는점인 2743 K 까지 가열되어 Boiling stage가 진행되었으며 이 연소 단계에서 대부분의 알루미늄이 소모되었다. 다양한 입자 크기에서 응축된 산화 알루미늄의 직경을 계산하기 위해 표면반응에 의해 생성되거나 가스 상의 최종 생성물이 응축되어 침전하는 모델을 제안하였다. 20 μm 이상의 입자는 초기 입자 크기의 약 53%, 10 μm 입자는 초기 입자 크기의 약 42%의 산화알루미늄이 생성되는 것으로 계산되었다. 표면반응율은 입자의 온도에 비례하기 때문에 작은 입자에서 작은 값을 갖는다. 따라서 작은 크기의 입자들에서 산화 알루미늄은 대부분 침전에 의해 생성되는 것을 확인할 수 있다.

액체 슬릿형 MMH/NTO 핀틀 추력기의 성능해석과 PSO 알고리즘을 이용한 형상 최적화 연구

복장한 한국항공대학교 일반대학원 2022 국내석사

In this study, the performance analysis program of the liquid slit MMH/NTO pintle thruster was developed and verified. In addition, the design optimization of the pintle injector and thruster was performed and compared with the commercial thruster. The performance analysis program includes various element models to understand the complex flow inside the thruster through quasi-one-dimensional analysis. The element models consist of area change, droplet modeling, liquid film cooling, and wall heat transfer. Each model was verified through comparison with previous studies and experiments. Also, the MMH/NTO reaction mechanism was tried to improve the ignition delay time. The reaction mechanism induced a fast reaction rate by reducing the activation energy and was verified through the analytic ignition delay time. The integrated performance analysis was verified by comparing it with the experimental results for a commercial 400N class MMH/NTO thruster. Also, for the same commercial engine, sensitivity analysis on performance was performed by changing the initial droplet diameter, coolant ratio, OF ratio, combustion chamber radius, and nozzle neck radius. Sensitivity analysis target performance is thrust, specific force, characteristic velocity, coolant length, combustion chamber pressure, and combustion chamber temperature, and the sensitivity of the engraving agent on the performance was quantified and compared. The shape design algorithm of the pintle injector was implemented, and the combustion chamber shape was designed by calculating the splitting and vaporization distances. For the designed shape, an optimal solution can be obtained through particle cluster optimization, and improvements were confirmed by comparing it with a commercial engine. It was confirmed that the pintle injector, which has better splitting performance compared to the existing injector, can reduce the weight of the thruster. 본 연구에서는 액체 슬릿형 MMH/NTO 핀틀 추력기의 성능해석 코드를 개발하여 검증을 하고, 핀틀 추력기의 성능에 미치는 설계 인자들에 대한 민감도 분석을 하였다. 또한 기존의 추력기를 기본 모델로 선정하여 핀틀 분사기와 추력기의 형상 설계 최적화를 수행하였다. 성능해석 코드는 추력기 내부 복잡한 열 유동을 준 1차원으로 모델링하여 추력기 성능을 해석하였다. 성능 모델은 2차분열을 마친 액적과 연소실 벽면 막 냉각을 포함한 열 유동의 해석을 위해 다양한 요소모델을 포함하고 있다. 요소 모델은 면적 변화, Droplet 모델링, 액체 막 냉각, 벽면 열전달로 구성되어 있다. 각각의 모델은 선행 연구 및 실험과 비교를 통해 검증하였다. 분사기에서 분사되는 연료의 분열과정은 3차원 수치해석을 수행한 선행연구의 결과를 1차원 성능해석의 입력 값으로 사용하였다. 또한 MMH/NTO 반응 메커니즘을 점화 지연시간의 관점에서 개선을 시도하였다. 반응 메커니즘은 활성화 에너지를 감소시킴으로써 빠른 반응속도를 유도하였고, 선행연구자의 이론적 점화 지연시간을 통해 검증하였다. 추력기 성능해석은 상용 400N급 MMH/NTO 추력기에 대해 실험결과와 비교하여 검증하였다. 또한 같은 상용엔진에 대해 초기 액적 직경, 냉각제 비율, OF비, 연소실 반경, 노즐목 반경을 변화시키면서 성능에 대한 민감도 분석을 수행하였다. 민감도 분석 대상 성능은 추력, 비추력, 특성속도, 냉각제 길이, 연소실 압력, 연소실 온도이며 각 인자가 성능에 미치는 민감도를 정량화 하여 비교 분석하였다. 이를 통해 성능에 영향을 미치는 형상 및 작동인자에 대해 파악하였으며 추력기 설계의 물리적, 이론적 근거를 확인하였다. 선행 연구자의 핀틀 분사기의 형상 설계 알고리즘을 구현하였으며 이를 통해 분열 및 기화거리를 계산하여 연소실 형상을 설계하였다. 임무를 위해 설정된 추력과 추진제의 종류에 따라 추력기는 다양한 형상을 가질 수 있으며 다양한 형상 중 연소실의 크기에 따른 경량화를 설계의 목표로 설정하였다. 핀틀 분사기의 형상에 따라 액적과 냉각제가 원활하게 기화할 수 있는 연소실의 길이와 직경을 목적함수로 설정하였으며 입자 군집 최적화(Particle Swarm Optimization, PSO)를 통해 최적화 하였다. 이를 상용엔진과 비교하여 개선점을 확인하였으며 기존의 분사기 대비 분열성능이 좋은 핀틀 분사기를 통해 추력기의 경량화가 가능하다는 것을 확인하였다.

쐐기형 초음속 분사기의 공기-수소 혼합 특성 LES 연구

서봉균 한국항공대학교 일반대학원 2014 국내석사

초음속 내부 유동에서 발생하는 충격파와 넓은 범위의 속도 그리고 복잡한 유동 구조해석을 위한 초음속 LES 기법을 제시하였다. 이 기법은 Favre 평균된 질량, 운동량, 에너지, 화학종 평형 방정식을 기반으로 하며, 초음속 유동의 압축성을 고려하기 위하여 압축성 Smagorinsky 아격자 모델을 적용하였다. 또한 벽면에서의 불균질성을 계산하기 위해 Van-Driest damping 함수를 이용하였다. 다양한 형상에서의 범용성을 위하여 정렬 격자에 대한 유한 체적 기법을 적용하였다. 공간에 대하여 2차 중심 차분법을 사용하고 시간에 대하여 2차 Runge-Kutta 기법을 사용하여 정확도를 확보하였다. 또한 연소기 내부에서는 초음속 주 유동 에서 벽면의 경계층까지 넓은 범위의 마하수가 동시에 존재하므로 계산의 수렴성을 증진 시키기 위하여 이중 시간전진 기법과 예조건화를 사용하였다. 본 연구의 모델 스크램제트 연소기에 장치된 쐐기형 분사기는 경사면에서 강력한 충격파를 발생시키며, 이 충격파는 연소실 벽과 유동의 구조에 따라 반사된다. 또한 이 과정에 경계층과의 상호작용에 의한 충격파의 굴절 및 경계층 거동의 변화도 나타나며, 쐐기 후방에서 와류의 발생과 분사 연료와 공기의 혼합 등 다양한 현상들이 동시에 존재하는 매우 복잡한 유동 구조가 존재한다. 이러한 다양한 물리적 현상들이 존재하기 때문에 초음속 LES의 검증에 적합한 문제라 할 수 있다. LES를 이용한 쐐기형 연소기 유동 해석을 수행하였다. 충격파와 앞서 언급한 연소기 내부의 유동 구조가 잘 포획되었음을 확인하였고, 수치적으로 높은 정확도를 갖지만 초음속 유동 계산에서 안정성이 떨어지는 공간에 대한 중심 차분 기법을 적용하여 초음속 유동장에 존재하는 충격파의 비정상적 거동이 관찰되었으며, 주기성이 파악되어 쐐기 후방에서 발생하는 와류가 연소기 전체의 비정상 거동에 미치는 영향을 확인하였다. 초음속 연소기 내부에서 이루어지는 혼합 현상을 재현하기 위해서 모사 연료와 수소 분사에 대한 해석을 수행하였다. 모사 연료로 분사 된 질소 제트의 영향으로 쐐기 후방에서 와류가 더 작게 존재하게 되고 이로 인해 유동 구조의 변화가 관찰되었다. 와류의 영향으로 질소와 공기의 혼합이 활발하게 일어나는 것을 확인하였다. 연료로 수소를 분사하는 경우 질소보다 작은 몰질량의 영향으로 인해 쐐기 후방의 와류 구조가 변하는 것을 확인하였다. 쐐기 후방에서 과도하게 성장한 재순환 영역에 의한 국부적인 수소 기체의 누적과 수소-공기 혼합 특성을 파악하였고, 혼합 효율을 도입하여 정량적인 분석을 하였다. 또한 과도한 재순환 영역에 의해 연소기 내부의 충격파와 이의 반사로 인한 유동 구조가 약화됨을 관찰할 수 있었다. 본 연구의 초음속 LES의 경우 실험 결과와 비교하여 충격파-경계층 상호작용 구간과 재순환 영역에서 과도한 재현 특성을 가짐을 확인할 수 있는데, 이를 통해 앞으로 정확도 높은 초음속 LES를 개발하기 위하여 벽면 모델의 필요성을 확인하였다. 한편 연소기의 주유동과 관련된 초음속 유동의 물리적 현상들을 잘 포획하여 고속 내부 유동 해석 도구로써의 능력을 입증하였다.

FPV 라이브러리 모델링을 위한 딥러닝(ANN) 적용 연구

유의성 한국항공대학교 대학원 2021 국내석사

딥러닝 인공신경망(ANN) 방법을 이용하여 FPV 라이브러리 모델링 기법을 연구하였다. FPV 라이브러리 모델링을 위해 인공신경망을 이용하여 메모리 사용량과 소요시간을 줄이고, 비선형 방정식을 도출하는 인공신경망 방법을 통해 기존의 선형 보간법보다 좋은 수치해석 결과를 기대하였다. 하나의 인공신경망으로 모든 변수를 포함하는 인공신경망 방법은 라이브러리의 선형보간법 대비 9%정도 소요시간을 줄였으며, Person 상관계수R 결과는 2개의 변수를 제외하고 0.999이상을 달성하였다. 라이브러리의 변수마다 각각의 인공신경망을 구성하는 개별 인공신경망 방법과 비슷한 경향을 보이는 변수끼리 그룹을 형성한 그룹 인공신경망 방법은 기존의 라이브러리의 선형보간법 보다 1.5배이상 소요시간이 증가하였다. 인공신경망을 이용하여 Sandia D Flame 비 예혼합 난류 화염 수치 해석을 진행하였으며, 계산결과 기존 FPV 라이브러리를 이용한 결과와 실험 결과의 경향을 잘 따라갔으나, 연료 주입구 초입부분에서 V속도가 증가하는 현상이 발생하였고, 이로 인해 중심 유동의 변화를 확인하였다. 해당 문제는 인공신경망이 FPV 라이브러리를 완벽하게 못한 것을 의미하며, 인공신경망을 통한 결과 값 예측에서 발생한 오차의 누적으로 인한 중심 유동의 변화로 확인되었다. 보다 좋은 수치해석 결과를 얻기 위해 Hybrid FPV & ANN 방법과 분할 인공신경망(Division ANN)방법을 사용하였으며, 두 방법의 소요시간은 기존 FPV 라이브러리 선형보간법과 유사하다. Hybrid FPV & ANN방법은 인공신경망의 결과 중 정확도가 높은 progress variable이 0.15이상인 영역에서만 인공신경망을 이용하고 다른 영역에서는 FPV 라이브러리를 이용하고 분할 인공신경망 방법은 progress variable을 4개의 영역으로 나누어 각각의 영역별로 인공신경망을 구성하여 보다 비선형성이 높은 영역에 노드와 은닉 층을 더 사용하여 R 결과 정확도를 향상시켰다. Hybrid방법과 분할 인공신경망 방법은 기존 인공신경망보다 높은 R 결과와 Sandia D Flame 수치 해석 결과 인공신경망 방법에서 발생하던 연료 주입구 초입에서의 V속도 증가현상은 발생하지 않았으나, 전체적으로 FPV 라이브러리 결과와 실험 결과의 경향과 다르게 나타났으며 결과적으로 보다 좋은 결과를 도출하지 못하였다. 소요시간과 관계없이 인공신경망의 모델링 완성도를 높이기 위해 노드를 대량으로 사용한 인공신경망을 구성하였으며 해당 방법은 기존 FPV 라이브러리 대비 8배정도 시간이 소요되나 모든 변수들의 R 결과가 이전의 모든 인공신경망 결과들보다 높게 나타났다. 그러나 Sandia D Flame 수치 해석 결과 보다 좋지 못한 결과를 얻었으며, 더 좋은 R 결과를 보이는 인공신경망의 수치해석 결과가 악화된 원인을 찾기 위해 학습에 사용된 FPV 라이브러리를 포함하는 더 큰 규모의 라이브러리를 통해 R 결과를 도출하였다. 큰 규모의 라이브러리를 통해 R 결과를 도출한 결과 많은 수의 노드를 사용한 하나의 인공신경망의 결과보다 개별적으로 구성한 인공신경망과 비슷한 경향을 가지는 변수끼리 그룹을 형성하여 구성한 그룹 인공신경망이 더 좋은 R값을 나타냈다. 이러한 이유는 모든 변수를 하나의 인공신경망을 이용하여 예측을 진행할 시 모든 변수들의 비선형성과 경향은 각각 다르기 때문에 학습에 사용되지 못한 영역에서의 결과 예측에서 오차가 크게 발생하는 것으로 나타난다. 결과적으로 인공신경망을 통한 FPV 라이브러리 모델링을 진행할 시, 학습에 사용된 라이브러리를 통한 R 결과만을 이용하여 정확도를 판단하고 소요시간을 줄이는 것은 수치 해석 결과에 악영향을 끼칠 수 있다. FPV 라이브러리 모델링 완성도를 높이기 위해서는 개별 인공신경망을 구성하거나 비슷한 경향을 보이는 변수끼리 그룹을 형성하여 인공신경망을 구성하는 것이 정확도가 높고 효율적일 수 있으며, 인공신경망에서의 소요시간이 보다 많이 소요될 수 있으나 학습된 영역만 아니라 모든 영역에서 인공신경망의 정확도가 보다 높게 나타날 수 있다. In this thesis, an artificial neural network(ANN), which is one of the deep learning techniques for modeling the FPV library, is studied and applied to the computational fluid simulation(CFD) of Sandia D flame for its evaluation. The main purpose of this study is to propose the ANN structures of nodes and hidden layers to replace the flamelet library itself for saving computing time and memory size and improving the simulation accuracy. First, an ANN(19-19-19-19-19) in the form of the entire library variable is constructed and the Person correlation coefficient R which indicates the required time and modeling accuracy of the library is tested. All R results in 0.999 or higher except for two variables(mNOYNO, 〖CO〗_2), and the time required for prediction is also reduced by 9% compared to the existing method, the interpolation of flamelet library data. Second, numerical analysis of Sandia D Flame non-premixed turbulent combustion is performed using the ANN. The results show similar trends to those of FPV library interpolation, but the vertical velocity, V, to the axis increases at a fuel inlet. The one of the reasons is due to the errors of thermodynamic data such as temperature and mass fraction of chemical species in the ANN prediction. Third, a hybrid method that applies an ANN only in a high-accuracy area and a split ANN that constructs an ANN by dividing regions based on progress variables are applied to improve the modeling completeness and reduce the errors. The V velocity increase, occurred in the previous analysis, disappears, but the overall numerical analysis results do not satisfied. Finally, an ANN is constructed using a larger number of nodes(128-128-128) without considering the required time. The R has better result than other ANN, but the CFD result provides somewhat different trends like flame front retreated downstream. To analyze the reasons, a larger flmelet library including the one used for previous training is constructed to derive R results. The R is better than the group ANN in which variables with similar tendencies are selected. In the case of an ANN including all variables, the non-linearity and tendency of each variable are different in the area not used for learning, and the error appears larger than in the entire area. As a result, the ANN modeling accuracy cannot be judged using only the R results of the library used for learning. R results with high accuracy in the entire domain are required to obtain better results in CFD, and then computational costs can be reduced through artificial neural networks when the results are supported.

이중모드 램제트 엔진의 성능설계 최적화

최세영 한국항공대학교 2009 국내석사