결빙 환경 변수와 결빙 형상의 공력 성능 계수 관계 분석

손찬규,오세종,이관중 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4

결빙 환경 변수와 공력 성능 계수 감소 관계를 분석하기 위한 연구를 수행하였다. 이를 위하여 결빙 환경을 선정하고, NASA의 결빙 풍동에서 실험을 통해 획득한 결빙 형상을 획득하였다. 결빙 형상에 대한 공력 성능 계수는 소스가 공개된 OpenFOAM을 이용하여 산출하였다. 반응면 기법을 활용하여 관계식을 획득하고 선정한 결빙 환경 변수와 공력 성능 계수의 관계를 분석하였다. 그 결과 다음과 같은 사실을 확인하였다. 유리얼음 조건에서 양력은 최대 50% 이상 감소하고, 항력은 2,500% 이상 증가하였다. 서리얼음 조건인 -40℃에서 모멘트 계수는 기존 익형의 실속 조건에 해당하는 모멘트 계수로 감소하기 때문에 서리얼음과 유리얼음 조건 모두 항공기의 안전에 위협이 된다. 아울러 익형의 형상과 Scaling에 따라 동일한 결빙 환경에서도 공력 성능이 감소하는 정도에 차이가 있음을 확인하였다. This paper analyzes the relationship between the icing parameters and aerodynamic performance degradation. To this end, the ice shapes are obtained in the NASA icing tunnel in the defined icing conditions. The aerodynamic performance is calculated by OpenFOAM. Correlation equations between the icing parameters and aerodynamic performance degradation are acquired by the response surface method. From this research, following results are extracted. Lift falls to half, and drag is increased over 2,500% in the glaze ice conditions. Even below -40℃, moment coefficient is decreased as stall condition. In addition, we ascertain the difference of aerodynamic performance due to airfoil shapes and the scaling effect.

가변 피치형 수평축 풍력 터빈의 공력 최적설계 및 피치제어 성능 연구

유기완(Ki-Wahn Ryu) 한국항공우주학회 2007 韓國航空宇宙學會誌 Vol.35 No.10

피치 제어형 수평축 풍력터빈에 대한 공력최적 설계 형상과 피치 변화에 따른 공력 성능 특성을 수치적으로 계산하였다. 수치적 방법은 날개 요소이론을 적용하였으며, Prandtl의 팁 손실 효과, 에어포일의 분포 효과, 후류의 회전 효과 등을 고려하였다. 블레이드 설계에는 총 6개의 서로 다른 에어포일을 사용하였으며, 구조적 강성을 갖기 위해서 허브 측에는 최대 40% 두께비의 에어포일을 분포시켰다. 최적 설계에서 얻어진 비선형 코드 길이는 제작성과 무게 등을 고려하여 선형화 시켰고, 선형화에 따른 공력성능 변화는 무시할만하다는 결과를 얻어내었다. 피치각 변화에 따른 동력성능, 추력성능, 토크 성능 곡선을 비교한 결과 3°의 피치각 변화에도 민감한 공력 값의 변동이 생김을 알 수 있었고, 정밀한 피치 제어를 위한 각도 제어는 증분이 3°보다 작은 값으로 피치 제어 알고리즘과 피치 구동장치가 필요함을 알 수 있었다. 또한 최대 토크는 설계속도비보다 작은 속도비에서 발생되는 결과를 보여주었다. Optimal aerodynamic design for the pitch-controlled horizontal axis wind turbine and its aerodynamic performance for various pitch angles are performed numerically by using the blade element momentum theory. The numerical calculation includes effects such as Prandtl's tip loss, airfoil distribution, and wake rotation. Six different airfoils are distributed along the blade span, and the special airfoil i.e. airfoil of 40% thickness ratio is adopted at the hub side to have structural integrity. The nonlinear chord obtained from the optimal design procedure is linearized to decrease the weight and to increase the productivity with very little change of the aerodynamic performance. From the comparisons of the power, thrust, and torque coefficients with corresponding values of different pitch angles, the aerodynamic performance shows delicate changes for just 3° increase or decrease of the pitch angle. For precisive pitch control, it requires the pitch control algorithm and its drive mechanism below 3° increment of pitch angle. The maximum torque is generated when the speed ratio is smaller than the designed one.

엔진 룸 및 하체 레이아웃이 차량 성능에 미치는 영향

김정일(Jungill Kim),임태균(Taegyun Lim),조장형(Janghyung Cho) 한국자동차공학회 2010 한국자동차공학회 학술대회 및 전시회 Vol.2010 No.11

This paper deals with engine room and underbody layout of fuel cell electric vehicle(FCEV), which has been proposed as a potential alternative to fossil fuel depletion. Investing the great R&D efforts, the global vehicle manufactures, especially Honda motor corporate in Japan, has shown not prototype but commercial vehicle using fuel cell in U.S and Japan market recently. In this paper, we analyze cooling and aerodynamic performance with engine room and underbody layout in newly FCEV. The two radiators for fuel cell and electric compartment parts cooling in FCEV has been analyzed, their performance are obtained in terms of cooling performance ratio(CPR). The aerodynamic performance is closely related to fuel consumption, and stack load condition is changed with aerodynamic performance in FCEV, therefore it is very important parameter for FCEV design. But, Aerodynamic performance for FCEV is not progress yet. Engine room layout is not effected cooling performance, which is the cooling module already is operated maximum power, but aerodynamic performance is higher than internal combustion engine vehicle about 10%. Improvement of aerodynamic performance increased efficiency and reduced heat rejection in fuel cell stack, vehicle performance is increased dramatically. Aerodynamic performance is evaluated in terms of drag coefficient, improved through underbody modification using air devices.

부공력감쇠를 고려한 와류하중모델의 진동예측성능

황재승 한국풍공학회 2021 한국풍공학회지 Vol.25 No.4

부공력감쇠는 풍직각방향의 와류공진을 예측하는데 있어서 매우 중요한 요소이다. 부공력감쇠는 진동유발하중 또는 피드백 하중을 구성하는 주요인자로 와류진동이 급격히 발현되는 현상을 설명하는 도구이기도 하다. 본 연구에서는 공력감쇠의 수학적 모델 을 제시하고 와류유발하중모델과 함께 와류진동을 예측하는 프러세스를 제안한다. 직사각형단면에 대한 공기력진동실험을 수행하여, 계측된 가속도로부터 공력감쇠와 와류유발하중을 추정하고 이에 기반하여 공력감쇠모델과 와류유발하중모델을 구축하는 과정을 다룬 다. 최종적으로 공력감쇠모델과 와류유발하중 모델에 대한 재해석을 통하여 가속도응답을 구하고 계측된 가속도와 비교하여 모델의 진동예측성능을 평가한다. 본 연구에서 제안된 와류하중모델의 진동예측성능을 평가한 결과 안정적이며, 신뢰도가 높은 와류진동예측 이 가능함을 알 수 있었다. The negative aerodynamic damping is a very crucial parameter in estimating the vortex induced resonance(VIR) in the across-wind direction. Aerodynamic damping is a major factor constituting so-called motion induced load or feedback load, and it is also a tool to explain the rapid manifestation of VIR. In this study, a mathematical model of aerodynamic damping are evaluated, and a process for predicting vortex induced vibration(VIV) along with vortex induced load model is proposed. By performing aeroelastic model test of a slender structure with a rectangular section, the aerodynamic damping and vortex-induced load are identified from the measured acceleration, based on these results, the mathematical models for aerodynamic damping and vortex induced load with respect to the wind speed were constructed. Finally, vibration estimation performance was evaluated by comparing the measured acceleration with the acceleration response obtained through re-analysis using the aerodynamic damping model and the vortex induced load model. From the numerical results, it was found that mathematical model of across wind load model are able to reliably predict VIV with a high reliability.

단순화된 막 냉각 모델 적용이 고압터빈 성능 예측에 미치는 영향에 대한 연구

정진솔(Jin-sol JUNG),황선우(Sunwoo HWANG),장윤창(Yunchang JANG),손창민(Changmin SON) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

가스터빈 엔진의 성능 향상을 위해서 국내외의 엔진제작사들은 가스터빈의 입구온도를 증가시켜왔고, 이로 인해 가스터빈엔진 내부의 고압터빈의 작동온도는 터빈 내부의 노즐과 블레이드에 사용되는 소재의 융해점(녹는점)을 웃돌고 있다. 높은 작동온도에 노출된 고압터빈 내부의 부품들을 냉각하기 위해 다양한 냉각기술들이 개발되어 적용되어지고 있으며, 특히 노즐과 블레이드의 냉각을 위해서 냉각 기술이 적용되어지고 있다. 한편, 냉각 기술을 구현하기 위해서는 익형 내부에 복잡한 냉각유로 형상의 설계가 이루어져야 하며 이러한 설계 및 성능예측 과정에서 많은 전산해석 비용을 필요로 한다. 본 연구에서는 1단 고압터빈의 설계 및 공력 성능해석 과정에서 막 냉각의 영향을 구현할 수 있는는 단순한 모델들에 대한 비교 평가를 수행하였다. 터빈 내/외부 냉각계통의 설계가 완료되어 실제 형상을 구현한 해석 모델은 복잡성이 높아져 해석모델 생성이나 해석 수행에 많은 노력과 시간을 필요로 한다. 따라서 냉각이 적용된 터빈의 공력해석 시 막 냉각을 구현할 수 있는 적절한 수준의 단순화 모델들을 선정하여 해석을 수행하고 그 결과를 비교함으로 향후 터빈 공력 설계 절차에 적절하게 반영하고자 한다. 단순화 모델들은 (2) Simple Circular Hole, (3) Simple Rectangular Slot 이 적용되었고 (1) Film Hole with Feeding Duct 해석결과와 비교 분석하였다. To enhance the gas turbine performance, engine manufacturers increase the gas turbine inlet temperature, and therefore the operating temperature of high pressure turbine in gas turbine engine well above the melting point of the components material inside of turbine. To cool the components of a high pressure turbine which are exposed to the high operating temperature, various cooling techniques are developed and adapted particularly for the nozzle and blade cooling. To be specific, a complicate internal cooling passage should be designed inside the airfoils to satisfy the cooling performance, and these design and performance analysis process need a lot of computational analysis cost. In this paper, a comparative study on the effect of simplified representations of Film Holes has been performed which can be used for a design and aerodynamic performance analysis process of first stage high pressure turbine. The high complexity of a real cooling system geometry of a turbine cooling design needs a lot of effort and working time in three dimensional modelling and computational analysis. The simplified representations of Film cooling models are proposed and computational fluid dynamics analysis has been conDucted. The cooled turbine aerodynamic analysis are compared, so the results can be applied to a turbine aerodynamic design process in the future. There are three different models which simplified representations of Film Holes; (1) Film Hole with Feeding Duct, (2) Simple Circular Hole, (3) Simple Rectangular Slot.

탈질 설비 내 안내 깃의 기하학적 형상에 따른 공력 성능에 대한 전산 해석적 연구

이창식,김민규,안병희,정희택 한국청정기술학회 2022 청정기술 Vol.28 No.4

The flow pattern at the inlet of the catalyst layer in a selective catalytic reduction (SCR) system is one of the key parameters influencing the performance of the denitrification process. In the curved diffusing parts between the ammonia injection grids and the catalyst layers, guide vanes are installed to improve flow uniformity. In the present study, a numerical simulation has been performed to investigate the effect of the geometrical configuration of the guide vanes on the aerodynamic characteristics of a denitrification facility. This application has been made to the existing SCR process in a large-scaled coal-fired power plant. The flow domain to be solved covers the whole region of the flow passages from the exit of the ammonia injection gun to the exit of the catalyst layers. ANSYS-Fluent was used to calculate the three-dimensional steady viscous flow fields with the proper turbulence model fitted to the flow characteristics. The root mean square of velocity and the pressure drop inside the flow passages were chosen as the key performance parameters. Four types of guides vanes were proposed to improve the flow quality compared to the current configuration. The numerical results showed that the type 4 configuration was the most effective at improving the aerodynamic performance in terms of flow uniformity and pressure loss. 선택적 촉매환원 시스템 내 촉매 층 입구의 흐름 패턴은 탈질 설비의 성능에 영향을 미치는 주요한 특성 중 하나이다. 암모니아 주입 그리드와 촉매 층 사이의 곡확산부에는 유동 균일성을 개선하기 위해 안내 깃이 설치된다. 본 연구에서는 대형 석탄화력 발전소의 선택적 촉매환원 시스템을 적용 대상으로 하여 안내 깃의 기하학적 구성이 탈질 설비의 공기역학적 특성에 미치는 영향을 조사하기 위해 수치 해석을 수행하였다. 해석할 유동장은 암모니아 주입구의 출구부터 촉매 층 출구까지의 유동이 흐르는 전 영역을 포함한다. 3차원 정상상태, 점성 유동장을 해석하기 위해 상용 소프트웨어인 ANSYS-Fluent을 사용하여유동 특성에 맞는 적절한 난류 모델을 적용하였다. 유동장 내부의 속도 및 압력 강하의 루트 평균 제곱을 주요 성능 매개변수로 선택했다. 현재 운용 중인 설비와 비교하여 흐름 품질을 개선하기 위해 4가지 유형의 안내 깃이 제안되었다. 해석 결과, 4번째 형상이 유동 균일성과 압력 등 관점에서 가장 좋은 공력 성능을 나타내었다.

덮개꼬리로터의 형상변화에 따른 공력 특성에 관한 연구

이희동(H. D. Lee),강희정(H. J. Kang),권오준(O. J. Kwon) 한국항공우주학회 2005 韓國航空宇宙學會誌 Vol.33 No.5

헬리콥터 초기 설계 단계에서는 형상 변화에 따른 공력 성능 변화를 예측하여 최적의 형상을 결정한다. 덮개꼬리로터에서는 공력성능 개선을 위해 블레이드와 덮개사이의 끝단간극, 블레이드 평면형, 그리고 블레이드 배치의 최적화가 필요하다. 본 연구에서는 비정렬 격자에 기초한 비점성 압축성 로터 유동 해석 코드를 이용하여 설계 초기 기본형상의 덮개꼬리로터에 대해 끝단간극, 블레이드 평면형, 그리고 블레이드 배치 등의 형상변화에 따른 공력 성능을 예측하고 그 특성을 파악하였다. In the early stage of helicopter design, an optimal configuration is usually determined after a numerous parametric study about the aerodynamic performance due to geometric variation. In order to improve the aerodynamic performance of a shrouded tail rotor, optimization of the tip clearance gap between blade and shroud, the blade planform shape, and the arrangement of blade spacing is required. In the present study, the aerodynamic performance characteristics of a shrouded tail rotor due to geometric variation was investigated by using an inviscid compressible unstructured mesh flow solver for rotary wings.

2016 쉐보레 더 넥스트 스파크 공력성능 개발

김용년(Yongnyun Kim),강선제(Sunje Kang),송봉하(Bongha Song),김용석(Yongsuk Kim) 한국자동차공학회 2015 한국자동차공학회 학술대회 및 전시회 Vol.2015 No.11

This paper presents the development on the Aerodynamic performance of the 2016 Chevrolet the Next Spark. This 2016 Spark is fully changed on the exterior styling and the architecture comparing from its previous version released in 2009 and it was conducted to improve Aerodynamic performance to support fuel economy and fuel consumption. To reduce the drag of the 2016 Spark, Exterior skin is fully optimized to have best Aerodynamic performance. And several Aerodynamic treatments are applied such as flat underbody, low leakage for cooling flow, and add-on Aerodynamics devices. Biggest contribution on drag of the vehicle is coming from exterior surface and underbody shape. This 2016 Spark was developed to have better drag coefficient on these exterior surface and underbody shape. For reducing drag on the exterior surface, it was conducted to optimize the exterior surface cooperated with Exterior studio from early development stage. In this development, Aero was involved from proportion development of the vehicle and theme development. This new vehicle is able to get 58 counts drag reduction from its initial styling model. And for reducing drag on the underbody structure, this vehicle is applied not to have vertical wall on the underbody structure decreasing pressure load. General vehicle and previous version of the Spark have vertical wall on the underbody structure against flow direction to support vehicle safety, but this 2016 Spark is adopted and designed flat underbody structure considering not hurting vehicle safety in early stage of development. This concept was contributed to reduce drag on the underbody structure. Also, this vehicle is developed low leakage cooling flow between the grill and the radiator. The 2016 Spark is reduced 8% - 19% in each powertrain variant comparing to the previous version. This improved cooling flow leakage contributes drag reduction decreasing non-effective flow goes into the engine room. And this vehicle adopted the enhanced airdam, Aerodynamic friendly OSRVM, D-pillar applique integrated roof spoiler, and edged side corner on taillamp, etc. In this development, Aero spends 344 hours for wind tunnel test of the 2016 Spark. And, there was 38 simulation runs for Aero CFD analysis and there was 5 times architecture change reflecting changed body structure. This development was supported to reduce drag 8.3% from the previous Spark and the 2016 Spark is able to lead Aerodynamic performance in the A segment.

F1 차량의 헤일로 스포일러 공기역학적 최적설계

김진욱(Jin-Uk Kim),김상혁(Sang-Hyuk Kim),김광용(Kwang-Yong Kim) 대한기계학회 2018 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2018 No.12

Design optimization of a halo spoiler of F1 car has been performed numerically to improve aerodynamic performance. For the aerodynamic analysis, three-dimensional Reynolds-averaged Navier-Stokes equations were solved with the standard k-ε model as turbulence closure. A multi-objective design optimization was performed using Latin hypercube sampling method as a design of experiment technique and surrogate modeling of objective functions, and Pareto optimal solutions were obtained using a multi-objective genetic algorithm. The results showed a down force improved by 17.4% and lift-to-drag ratio by 9.68%.

날개 길이가 다른 1피치 소형 나선형 축류홴의 공력성능에 관한 대규모 와 모사

김장권,오석형 한국동력기계공학회 2020 동력시스템공학회지 Vol.24 No.3

세 가지 유형의 소형 나선형 축류홴 (SSHAF) 및 소형 축류홴 (SSAF)의 공력성능을 분석하기 위해 비정상상태, 비압축 및 3 차원 직교 좌표계에서 대규모 와 모사(LES)가 수행되었다. SSHAF의 유량계수에 대한 정압계수 및 동력계수들은 날개 길이가 증가함에 따라 증가하며, SSAF와 달리 실속을 나타내는 불안정한 영역은 없다. 또한, 날개 길이가 증가함에 따라 SSHAF의 동력 계수의 증가율은 동일한 유량 대비 약 2배씩 나타난다. SSHAF의 유량계수에 대한 정압 효율 및 전압 효율의 분포는 날개 길이에 관계없이 SSAF의 것들보다 높으며, 날개 길이가 100mm 인 경우에 최댓값은 각각 약 48 % 및 54 %이다. 결과적으로 SSHAF는 날개 길이를 변경함으로서 SSAF와 유사한 공기 역학적 특성을 나타낼 수 있기 때문에, 새로운 축류홴으로 충분히 교체 가능하다고 간주된다.