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NTIS 바로가기韓國軍事科學技術學會誌 = Journal of the KIMST, v.11 no.4 = no.35, 2008년, pp.20 - 28
Missile operating at supersonic conditions experiences considerable high temperature environments that is caused by aerodynamic heating as a result of the temperature gradient through boundary layer that surrounds it. This is one of important problems to the designer due to temperature limitation of...
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핵심어 | 질문 | 논문에서 추출한 답변 |
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공력가열 현상의 3가지 단계 물리량 해석은 무엇인가? | 공력가열 현상은 일반적으로 다음과 같은 3가지 단계의 물리량 해석을 거쳐서 산출되어진다. 첫 번째 단계는 유동장의 해석이고, 두 번째는 물체 표면에서의 공력가열 해석, 마지막으로는 고체 열전달 해석이다. 유동장 해석은 속도 경계층 끝단에서의 압력, 밀도 등의 유동특성 산출에 해당되고, 공력가열 해석은 유체와 물체 표면 사이에서 교환되는 열에너지의 산출을 의미한다. | |
반경험식을 이용한 공력가열 해석 프로그램은 무엇이 있는가? | 따라서, 비교적 계산시간이 빠른 반경험적 식을 이용한 방법들이 널리 사용되고 있다. 이러한 반경험 식을 이용한 공력가열 해석 프로그램으로는 대표적으로 NASA에서 개발된 MINIVER[1]가 있으며, 적용의 편의성과 빠른 계산시간의 장점으로 각종 발사체의 설계 단계에서 널리 사용되어 왔다. 하지만, MINIVER 프로그램은 유동장 해석을 받음각 0o 조건에서의 축대칭 유동만을 해석하는 conical flow와 prandtl-meyer expansion 방법만을 사용하여 3차원 유도탄 동체에 적용 시 비교적 부정확한 결과를 산출한다는 단점을 지니고 있다. | |
공력가열현상을 겪게 될 경우 비행체는 어떤 문제에 직결된 문제를 갖는가? | 고속으로 비행하는 비행체는 유체의 운동에너지가 열에너지로 변환되어 발생하는 공력가열현상을 겪게되고 그로인해 표면온도가 급격하게 올라가게 된다. 이러한 현상은 비행체 구조물의 내열설계 문제와 직결되므로, 이를 설계단계에서 정확하게 예측하는 것은 매우 중요하다. |
Hender, D. R., Gunkel, R. J., 'A Miniature Version of The JA70 Aerodynamic Heating Computer Program, H800(MINIVER)', McDonnel Douglas, June 1970
Engel, C. D., 'Miniver Upgrade for the AVID System, Vol. 1 : Lanmin User's Manual', NASA Contractor Report 172212, 1983
DiCristina, V., 'Three-Dimensional Laminar Boundary Layer Transition on a Sharp 8o Cone at Mach 10', AIAA Journal, Vol. 8, No. 5, pp. 852-856, 1970
Syvertson, C. A. and Dennis, D. H., 'A Second-Order Shock Expansion Method Applicable to Bodies of Revolution Near Zero Lift', NACA Report 1328, 1957
Jackson, C. M., Jr., Sawyer, W. C. and Smith, R. S., 'A Method for Determining Surface Pressure on Blunt Bodies of Revolution at Small Angles of Attack in Supersonic Flow', NASA TN D-4865, 1968
DeJarnette, F. R. and Ford, C. P., 'Calculation of Pressure on Bodies at Low Angles of Attack in Supersonic Flow', J. of Spacecraft, Vol. 17, No. 6, Nov-Dec. 1980
Thompson, M. J., 'A Note on the Calculation of Oblique Shock Wave Characteristics', J. of the Aeronautical Science, Nov. 1950
Eckert, E. R. G., 'Survey of Boundary Heat Transfer at High Velocity and High Temperature', WADC, Tech Report 59-624, Apr. 1960
Morgan, V. T., ' The Overall Convective Heat Transfer from Smooth Circular Cylinder", in T. F. Irvine and J. P. Hartnett, Eds., Advances in Heat Transfer, Vol. 11, Academic Press, New York, pp. 199-264, 1975
Anderson, D. A., Tannehill, J. C. and Pletcher, R. H., 'Computational Fluid Mechanics and Heat Transfer', McGraw-Hill Book Company, 1984
선철, 안창수, '초음속 유도탄 공력가열 예측', 한국전산유체공학회 춘계학술대회, 2007
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