http://chineseinput.net/에서 pinyin(병음)방식으로 중국어를 변환할 수 있습니다.
변환된 중국어를 복사하여 사용하시면 됩니다.
- 中文 을 입력하시려면 zhongwen을 입력하시고 space를누르시면됩니다.
- 北京 을 입력하시려면 beijing을 입력하시고 space를 누르시면 됩니다.
RISS 인기검색어
- 검색키워드
- 주제어 : Nose Cone(노즈콘) (검색결과 6 건)
- 무료
- 기관 내 무료
- 유료
-
이진희 대한기계학회 2020 大韓機械學會論文集A Vol.44 No.12
A free vibration analysis method for a nose cone based on the first-order shear deformation theory is developed. In the nose cone, a conical shell is attached to one end by a spherical shell and to the other by a cylindrical shell. Chebyshev polynomials of the first kind are employed as the admissible functions, and the equations of motion are collocated at the Gauss collocation points to yield the system of algebraic equations. The spherical, conical and cylindrical shell segments are modeled separately. The number of expansions of each shell segment is larger than that of the intended degrees-of-freedom so that the surplus expansions can accommodate the compatibility and the boundary conditions. Numerical examples are provided to demonstrate the robustness of the proposed method. 노즈 콘을 구형, 원뿔형 및 원통형 셸들을 조합하여 모델링하였고, 이를 이용하여 노즈 콘의 자유 진동에 대한 연구를 수행하였다. 노즈 콘의 구성요소인 각각의 셸에 대하여 가로 방향 전단과 회전 관성을 고려하고 1차 전단 변형 이론을 적용하여 진동방정식을 구하고, 이에 체비세프 다항식을 사용한 의사 스펙트럴법을 적용하여 지배방정식을 만들었다. 각각 다른 종류의 셸 사이의 접합 조건과 노즈 콘 끝부분의 경계 조건은 제약 조건으로 지배방정식에 도입되었다. 수치 예제를 통하여 본 연구 방법의 수렴성을 확인하였고, 노즈 콘의 뭉툭한 정도는 노즈 콘의 동적 특성에 그다지 영향을 끼치지 않음을 확인하였으며, 노즈 콘의 길이가 노즈 콘 진동 중 굽힘 모드에 끼치는 영향이 고전 보 이론을 통해 예측되는 것보다 작게 나타남을 보였다.
-
AIP 면 공력측정 향상을 위한 엔진흡입구 덕트 설계 연구
임주현(Juhyun Im),김성돈(Sungdon Kim),김용련(YongRyeon Kim) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5
가스터빈엔진의 성능시험을 위한 엔진흡입덕트를 1D 방법으로 설계하고, 흡입덕트유동은 전산유체해석(CFD) 방법으로 평가하였다. 엔진흡입덕트는 압축기 입구유동을 측정하기 위한 AIP(Aerodynamic interface plane)면에서 균일유동이 구현되도록 설계하였으며, 이를 위해 노즈콘 형상은 Haack-Series 모델을 이용하였다. 노즈콘에 의한 유동불균일성을 막기 위하여 노즈콘 입구부터 출구까지의 Ro(덕트 채널의 바깥반경)는 흡입덕트의 안쪽과 바깥쪽 면적변화율이 동일하도록 설계하였다. 1D로 설계한 흡입덕트의 유동은 전산유체해석결과 AIP면에서 균일함을 확인하였다. AIP면에서 정압력분포는 0.16% 이내에서 일치하였으며, 마하수도 hub면에서 shroud면까지 균일한 분포를 보인다. 또한 노즈콘 전방에서 전온도를 측정하기 위한 Kiel 전온도 프로브 위치는 마하수가 0.1보다 작게 되는 노즈콘 전방 100mm 이내 이어야 함을 확인하였다. Engine inlet duct for engine performance tset has been designed using 1D mothod, and flow characteristics inside the inlet duct evaluated by CFD calculation. Inlet duct has been designed to satisfy uniform flow at the aerodynamic interface plane(AIP). Haack-series model is applied to nose cone geometry and duct outer radius(ro) profile decided to match with area change rate of nose cone. From CFD results, uniform flow is found at AIP. At AIP, static pressure distribution satisfies pressure difference within 0.16%, and Mach number distribution shows uniform profile. Also, kiel temperature probe should be located within 100mm in front of nose-cone where Mach number is less than 0.1
-
김한솔(Hansol Kim),허환일(Hwanil Huh) 대한기계학회 2017 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2017 No.11
Water rocket is educational material and have various educational values. In this study, the shape of nosecone which can change the performance of water rocket was studied. The shape change of the nosecone causes the difference of the drag, and the flight range of the water rocket changes as a result. Four types of nosecone are fabricated using 3D printer such as Conical nose cone, Elliptical nose cone, Tangent ogive and Von Karman ogive. The launch angle of the water rocket was set at 45 degrees to fly the maximum distance. Conducted launch test that each water rocket was run under constant conditions of 600 mL of water and 7 bar of air and measured the flight distance.
-
AIP면 유동측정 정확도 향상을 위한 가스터빈엔진 입구덕트 설계 연구
임주현(Ju Hyun Im),김성돈(Sung Don Kim),김용련(Yong Ryeon Kim) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회지 Vol.21 No.3
In this study, gas turbine engine inlet duct was designed to satisfy uniform flow at aerodynamic interface plane (AIP). Haack-series was selected as nose cone profile and duct outer radius(r<SUB>o</SUB>) was designed to satisfy to match with area change rate between the nose cone and outer duct wall by the 1-D sizing. The design object of the inlet duct wall profile which has the gradual area change rate was uniform Mach number in the core flow region and minimum boundary later thickness at the both inner nose wall and outer duct wall. The flow characteristics inside the inlet duct was evaluated using CFD. The static pressure distribution at the AIP showed uniform pattern within 0.16%. Based on Mach number profile, the boundary layer thickness was 2% of channel height. Kiel temperature rake location was decided less than 100 mm in front of nose cone where the Mach number is less than 0.1 in order to maximize the temperature probe recovery rate.
-
초고속 유동에서 제트분사를 이용한 항력감소에 대한 미국의 연구동향
이재청(Jaecheong Lee),김지홍(Jihong Kim),강승원(Seungwon Kang),허환일(Hwanil Huh) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5
초고속 유동영역에서 항력감소의 방법 중 노즈콘에서의 제트분사를 이용한 연구가 선진국에서 활발히 진행되고 있다. 본 논문에서는 제트분사를 이용한 항력감소의 개념과 미국의 3개의 연구기관의 연구사례를 조사하였다. 각 기관의 연구사례를 근거로 시험조건과 시험모델을 정리하였다. 초음속 및 극초음속 풍동에서 연구하기 위한 시험모델의 크기와 형상을 알 수 있었으며, 각 연구기관은 실험과 전산수치해석을 통해 자유유동 조건 혹은 제트분사 조건에 따른 항력감소의 결과를 확인하였다. The counter-flow jet from nose cone is one of the methods of drag reduction in high-speed flow, and its research is very active among leading countries. In this paper, the concept of drag reduction using counter-flow jet and research cases in three research centers of the USA are investigated. Test conditions and test models are summarized based on the research cases of each research center. The size and contour of each test models for high-speed wind tunnel test are obtained and each research center shows drag reduction results according to free stream and counter-flow jet conditions by experiment and numerical simulation.
-
초고속 비행체 항력감소를 위한 미국의 분사 제트 연구 동향과 핵심 변수
김지홍(Jihong Kim),강승원(Seungwon Kang),이재청(Jaecheong Lee),허환일(Hwanil Huh) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.1
초고속으로 비행하는 물체의 항력을 줄이기 위해 노즈콘으로부터 제트를 분사하는 다양한 연구가 진행되고 있다. 본 연구에서는 항력감소의 기초자료와 핵심 변수를 파악하기 위해서 미국의 항력감소용 분사 제트 연구 동향을 조사하고 요약하였다. 연구에 활용한 노즈콘 모델의 형상은 반구 실린더, 잘린 콘, 재돌입 캡슐이었으며, 각 모델의 시험조건에 대해 정리하였다. 항력감소의 핵심 변수는 분사제트의 마하수, 질량유량, 압력비율이다. 항력감소효과는 주어진 조건에 따라 다양한 결과를 보였지만, 최대 40~50% 정도까지 항력이 감소하였다. Various studies have been conducted for drag reduction of a high-speed vehicle by injecting counterflow jet from its nose cone. In this study, in order to obtain baseline data and key parameters for drag reduction method, the counterflow jet study of the USA is reviewed and summarized. The nose cone shapes of each study are hemisphere cylinder, truncated cone, and reentry capsule, and their test conditions are summarized accordingly. Key parameters for drag reduction are jet mach number, mass flow rate, and pressure ratio. Even though drag reduction effects show various results according to given test conditions, it is found that the drag reduction effect reaches up to 40~50%.
ScienceON연관 검색어 추천
이 검색어로 많이 본 자료
활용도 높은 자료
