Reflection on Recent Research Progresses of CFD Computational Methodologies

본 연구는 항공신기술연구소와 교육과학기술부의 NSL(National Space Lab.) 프로그램(NRF-2014M1A3 A3A02034856)의 지원을 받아 이루어졌으며, 또한 KISTI 슈퍼컴퓨터 센터(KSC-2015-C3-052)의 지원을 받아 이루어졌습니다OAIID:RECH_ACHV_DSTSH_NO:A201702756RECH_ACHV_FG:RR00200003ADJUST_YN:EMP_ID:A001138CITE_RATE:FILENAME:TD1-2.pdfDEPT_NM:기계항공공학부EMAIL:[email protected]_YN:FILEURL:https://srnd.snu.ac.kr/eXrepEIR/fws/file/7af6ca5e-cd97-4a4e-b99d-55259ce0039a/linkCONFIRM:

Effects of Numerical Flux, Limiter and Grid Density on the Aerodynamic Analysis of 3-Dimensional Transonic Flight Vehicle

본 연구에서는 날개와 동체가 결합된 천음속 비행체 주변의 유동을 전산유체역학(CFD)을 이용하여 수치적으로 해석한 내용을 다루고 있다. 천음속으로 비행하는 비행체의 주변에는 충격파가 발생할 수 있기 때문에, 충격파가 존재하는 유동을 정확하게 해석할 수 있는 수치기법을 적용하고, 사용된 수치기법의 정확도를 향상시키기 위한 다차원 공간 제한 기법(MLP) 등을 적용하여 정밀한 계산을 수행하고자한다. 해석된 결과와 실험치를 비교함으로써 해석에 사용된 코드를 검증하고, 다양한 기법들을 적용하여 해석한 결과 및 격자 밀도에 따른 해석 결과들을 비교해 봄으로써 각 기법들과 격자 밀도가 해석 결과에 미치는 영향을 알아보도록 한다. 해석된 결과를 통해 비행체 주변 유동의 물리적 현상을 분석하고, 특히 동체와 날개의 결합부나 비행체 후면에서 발생하는 복잡한 유동을 중점적으로 다루고자 한다.This research deals with a numerical study on the flow around the transonic wing-body model by using Computational Fluid Dynamics(CFD). Because the shock may occur under the transonic flow, numerical schemes that can solve the flow with shock robustly are applied, and the Multi-dimensional Limiting Process(MLP) is also applied to enhance the accuracy of the numerical schemes used. The computational results are compared with the experimental data in order to validate the CFD code used in this research. The effect of each numerical scheme on the computational results is dealt with by comparing the numerical schemes used in this research. Grid refinement test is also conducted to show the effect of grid density on the results. The flow physics around the model is analysed through the results, especially at the wing-body junction and the base of the body.OAIID:RECH_ACHV_DSTSH_NO:420150000004648014RECH_ACHV_FG:RR00200003ADJUST_YN:EMP_ID:A001138CITE_RATE:FILENAME:수치플럭스__제한자_및_격자밀도가_3차원_비행체_공력해석에_미치는_영향.pdfDEPT_NM:기계항공공학부EMAIL:[email protected]_YN:FILEURL:https://srnd.snu.ac.kr/eXrepEIR/fws/file/b8226825-20c0-4482-a714-ca409bb00b52/linkCONFIRM:

Development of Unsteady Preconditioned Multi-Phase Roem and Ausmpw+ Schemes

본 논문은 2015년도 미래창조과학부의 재원으로 NSL사업(NRF-2014M1A3A3A02034856)과 민ㆍ군협력 기술사업(Civil-Military Technology Cooperation Program)의 지원을 받아 작성되었습니다.OAIID:RECH_ACHV_DSTSH_NO:420160000004648010RECH_ACHV_FG:RR00200003ADJUST_YN:EMP_ID:A001138CITE_RATE:FILENAME:비정상_예조건화_기법을_적용한_다상유동_RoeMAUSMPW+_수치기법··.pdfDEPT_NM:기계항공공학부EMAIL:[email protected]_YN:FILEURL:https://srnd.snu.ac.kr/eXrepEIR/fws/file/696b8222-7074-43e7-8294-9499eb9c0b74/linkCONFIRM:

Subcell Resolution이 가능한 고차 정확도 다차원 공간 제한 기법(hMLP) 연구

OAIID:RECH_ACHV_DSTSH_NO:A201616786RECH_ACHV_FG:RR00200003ADJUST_YN:EMP_ID:A001138CITE_RATE:FILENAME:Subcell_Resolution이_가능한_고차_정확도_다차원_공간_··.pdfDEPT_NM:기계항공공학부EMAIL:[email protected]_YN:FILEURL:https://srnd.snu.ac.kr/eXrepEIR/fws/file/45634a7f-7640-4833-9229-589efe1fa758/linkCONFIRM:

Numerical Analysis of Unsteady Cavitating Flows around a 2-D Wedge for Natural and Ventilated Cavitation

OAIID:RECH_ACHV_DSTSH_NO:A201702755RECH_ACHV_FG:RR00200003ADJUST_YN:EMP_ID:A001138CITE_RATE:FILENAME:TC1-2.pdfDEPT_NM:기계항공공학부EMAIL:[email protected]_YN:FILEURL:https://srnd.snu.ac.kr/eXrepEIR/fws/file/32a138da-77ea-428d-bd08-ee014e25de43/linkCONFIRM:

Numerical Study of Supersonic Inlet Performance under Various Bleed Conditions

This paper deals with a numerical investigation of bleed effect on supersonic inlet performance under various bleed conditions. Because of high computational cost of direct simulation of each bleed holes, slaters 2009 bleed boundary condition model is used. Firstly, the bleed model is implemented and validated by solving validation cases. Then, a supersonic inlet used in Nagashimas experiments and bleeds are simulated to show the effect of bleed on performance of supersonic inlet. The kriging method in conjunction with a GA(Genetic Algorithm) is used to find the optimal condition of bleeds on the supersonic inlet, and EI(Expected Improvement) is introduced to enhance the kriging model. The optimal condition can be achieved when terminal shock is located in the throat of the supersonic inlet and an effect of flow separation is small.OAIID:oai:osos.snu.ac.kr:snu2014-01/104/0000004648/3SEQ:3PERF_CD:SNU2014-01EVAL_ITEM_CD:104USER_ID:0000004648ADJUST_YN:NEMP_ID:A001138DEPT_CD:446CITE_RATE:0FILENAME:우주발사체 심포지움_논문_서울대학교 최요한_v 2.0.pdfDEPT_NM:기계항공공학부CONFIRM:

Flow separation and nozzle side load simulations for TOP nozzle

OAIID:RECH_ACHV_DSTSH_NO:A201702754RECH_ACHV_FG:RR00200003ADJUST_YN:EMP_ID:A001138CITE_RATE:FILENAME:TC1-1.pdfDEPT_NM:기계항공공학부EMAIL:[email protected]_YN:FILEURL:https://srnd.snu.ac.kr/eXrepEIR/fws/file/5fdd5d4c-5c7c-4442-a51e-5c6eab6c8e04/linkCONFIRM:

A Two-dimensional Numerical Study of Hummingbird"s Flight Mechanisms and Flow Characteristics

In order to understand flow characteristics and flight mechanism of hummingbird"s flapping flight, two-dimensional numerical analysis is carried out on the flapping motion of hummingbird, Selasphorus rufus. Hummingbird"s flapping wing motion is realistically modeled from wind tunnel experimental data to perform numerical analysis. Numerical simulation shows that, as freestream velocity changes, wing trajectory is also adjusted and it substantially affects lift and thrust generation mechanism. According to this tendency, flight domain is separated as "low speed" and "high speed" regime, and each flight domain is studied for physical understanding. As a result, the lift generation during downstroke can be explained by the well-known effects, such as leading edge vortex effect, delayed stall, wake capture and so on. In addition, the lift generation during upstroke, the unique character of hummingbird, is also examined by detailed flow analysis. The thrust generation mechanism is investigated by examining the hummingbird"s wing bone structure, vortex generation pattern and the resulting pressure gradient.벌새(Selasphorus rufus)의 날갯짓 운동에 의한 양력발생 및 추력발생 메커니즘을 이해하고자 2차원 수치해석을 수행하였다. 날갯짓 운동의 궤적은 풍동 실험에서 관찰된 결과를 모델링하여 해석하였다. 비행속도에 따라 날갯짓 운동 궤적이 달라지고, 그 결과 양력 및 추력의 발생 메커니즘이 변화하는 것을 알 수 있었다. 본 연구에서는 이를 통하여 비행속도를 저속비행과 고속비행으로 구분하여 물리적인 이해를 하고자 하였다. 양력발생의 경우에는 기존의 날갯짓 비행의 주된 양력발생 메커니즘인 앞전와류효과(Leading Edge Vortex Effect), 실속지연(Delayed Stall), 후류포착(Wake capture)등의 메커니즘을 확인하였으며, 벌새에서 유일하게 관찰되는 Upstroke에서의 양력발생 메커니즘을 유동특성 분석을 통하여 확인하였다. 추력발생의 경우에는 벌새의 골격 구조, 와류형성 및 압력구배에 따른 합력 성분의 분해를 통하여 이해할 수 있었다.본 연구는 서울대학교 항공우주신기술연구소, 한국과학기술정보연구원의 국가 e-Science 구축 사업의 지원과 국토해양부 건설기술혁신연구개발 사업의 연구비지원(08기술혁신E01)에 의해 수행되었습니다. 또한 본 연구는 한국과학기술정보연구원의 [슈퍼컴퓨팅 응용연구 전략지원 프로그램]을 통해 수행되었습니다. 컴퓨팅 자원을 제공해 준 슈퍼컴퓨팅센터와 기술지원을 해 준 이상민 박사에게 감사합니다.OAIID:oai:osos.snu.ac.kr:snu2009-01/102/0000004648/8SEQ:8PERF_CD:SNU2009-01EVAL_ITEM_CD:102USER_ID:0000004648ADJUST_YN:NEMP_ID:A001138DEPT_CD:446CITE_RATE:0FILENAME:벌새의_비행메커니즘과_유동특성에_대한_2차원_수치해석_연구.pdfDEPT_NM:기계항공공학부EMAIL:[email protected]_YN:NCONFIRM:

Design Optimization of Vortex Generator for Controlling Flows inside Subsonic Diffusing S-duct

아음속 확산형 S-duct 의 유동 왜곡 및 전압력 손실을 최소화시키기 위하여, S-duct 내부에 설치된 vortex generator 의 형상에 대한 최적설계를 수행하였다. 특히, 유동 질 향상 효과를 극대화 하기 위하여 여러개의 vortex generator 를 각각의 주변 유동 현상에 따라 독립적으로 고려하였다. 수학적인 vortex generator 소스 모델을 적용하여 수치해석 시간을 감소시켰으며, 설계 파라미터로는 각 vortex generator 의 길이, 높이, 유동흐름과의 각도를 사용하였다. 총 11 개 vortex generator 에 대하여 33 개 설계 변수를 적용하였으며, 상대적으로 많은 설계변수를 다루기 위해서 adjoint 기반의 민감도 해석 기법을 적용한 기울기 기반 설계 기법(Gradient Based Optimization Method)을 사용하였다. 본 연구를 통하여 설계된 vortex generator 는 설계전 S-duct 의 전압력 손실량을 유지한 채로 유동 왜곡을 70% 이상 감소시켰다.To minimize the flow distortion and the total pressure loss of subsonic diffusing S-duct, vortex generators installed in an S-duct are optimized. Especially, the influence of each vortex generator is independently considered by reflecting the local flow pattern to maximize the flow quality enhancement. To overcome the shortcomings of heavy computational costs in CFD analysis and design, a mathematical vortex generator source term model was employed. A total of 33 design variables for 11 vortex generators are treated with design parameters of chord length, height, and angle of incidence of each vortex generator. For a large number of design variables, the present design used the gradient based optimization method based on adjoint-based sensitivity analysis. Through this design, the distortion coefficient was decreased over 72% while maintaining the total pressure recovery ratio from the baseline of design.본 연구는 2011 년도 정부(교육과학기술부)의 재원으로 한국연구재단의 지원(No. 2011-0027486) 과 2011 년도 정부(교육과학기술부)의 재원으로 한국연구재단 첨단사이언스 교육허브개발사업(No. 2011-0020559)의 지원을 받아 수행되었음.OAIID:oai:osos.snu.ac.kr:snu2011-01/104/0000004648/23SEQ:23PERF_CD:SNU2011-01EVAL_ITEM_CD:104USER_ID:0000004648ADJUST_YN:NEMP_ID:A001138DEPT_CD:446CITE_RATE:0FILENAME:아음속_확산형_S-duct_내부_유동제어를_위한_Vortex_Generator_최적_설계.pdfDEPT_NM:기계항공공학부EMAIL:[email protected]:

ESSENTIAL COMPUTATIONAL TOOLS FOR VERY LARGE-SCALE, HIGH-FIDELITY CFD ANALYSIS AND DESIGN

OAIID:oai:osos.snu.ac.kr:snu2006-01/104/0000004648/57SEQ:57PERF_CD:SNU2006-01EVAL_ITEM_CD:104USER_ID:0000004648ADJUST_YN:NEMP_ID:A001138DEPT_CD:446CITE_RATE:0FILENAME:고정밀_초대용량_CFD_해석_및_설계를_위한_공력_계산_툴.pdfDEPT_NM:기계항공공학부EMAIL:[email protected]: