최소 단어 이상 선택하여야 합니다.
최대 10 단어까지만 선택 가능합니다.
다음과 같은 기능을 한번의 로그인으로 사용 할 수 있습니다.
NTIS 바로가기한국항공우주학회지 = Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, v.45 no.8, 2017년, pp.619 - 626
송하균 (Korea Advanced Institute of Science and Technology) , 이성민 (Korea Advanced Institute of Science and Technology) , 이종국 (Agency for Defense Development) , 박기수 (Korea Advanced Institute of Science and Technology)
In this work, the effect of attitude angle variation on drag coefficients of hemisphere in a Mach 6 flow has been investigated. Experiments were conducted in a shock tunnel and a free-falling technique was used to minimize flow disturbance by a sting. For attitude and drag coefficient measurements o...
* AI 자동 식별 결과로 적합하지 않은 문장이 있을 수 있으니, 이용에 유의하시기 바랍니다.
핵심어 | 질문 | 논문에서 추출한 답변 |
---|---|---|
충격파 터널의 항력계수 측정 방법을 시험 모델의 지지 장비와 관련하여 구분하시오 | 극초음속 환경은 고엔탈피, 고마하수 유동에 용이한 충격파 터널을 통해 모사할 수 있다. 충격파 터널의 항력계수(C D ) 측정 방법은 시험 모델의 지지 장비와 관련하여 크게 지지 구조물, 실 연결, 로봇팔, 그리고 센서가 내장된 모델의 자유낙하 등으로 구분된다. 스팅은 안정적이지만 후류에 영향을 주어 공력 측정에 오류가 발생한다[3]. | |
고 마하수 유동 환경에서 안정적인 자세 제어를 위해 어떠한 특성이 필요한가 | 재진입 캡슐은 고 마하수 유동 환경에서 자세 변동을 겪는다. 해당 환경에서 안정적인 자세 제어를 위해서 다양한 자세각(yaw, pitch, roll)에대한 공력 특성이 필요하다. 재진입 캡슐에 대한 기초 연구로서 반구 모델이 사용돼왔으며, 0° 받음각에 대한 실험적 연구가 수행되었고 마하수와 항력계수 관계에 대한 경험식이 유도 및 검증된바 있다[1]. | |
극초음속 환경은 무엇을 통해 모사할 수 있는가 | 극초음속 환경은 고엔탈피, 고마하수 유동에 용이한 충격파 터널을 통해 모사할 수 있다. 충격파 터널의 항력계수(C D ) 측정 방법은 시험 모델의 지지 장비와 관련하여 크게 지지 구조물, 실 연결, 로봇팔, 그리고 센서가 내장된 모델의 자유낙하 등으로 구분된다. |
Henderson, C. B., "Drag Coefficients of Spheres in Continuum and Rarefied Flows," AIAA Journal, Vol. 14, No. 6, 1976, pp.707-708.
Baer, A. L., VKF., and ARO, Inc., "Pressure Distributions on a Hemisphere Cylinder at Supersonic and Hypersonic Mach Numbers," AEDC-TN-61-96. Virginia: Armed Serviced Tecnical Information Agency.
Pick, G. S., "Sting Effects in Hypersonic Base Pressure Measurements," Washington, D. C.: Naval Air Systems Command.
Tuttle, S. L., and Simmons, J. M., "Hypersonic Drag Measurement in Free Piston Shock Tunnels," 11th Australasian Fluid Mechanics Conference, 1992.
Neely, A. J., West, I., Hruschka, R.. Mudford, N. R., and Park, G., "Determining Aerodynamic Coefficients From High Speed Video of a Free-flying Model in a Shock Tunnel," 28th International Congress on High-Speed Imaging and Photonics, Vol. 7126, 2009.
Hideyuki, T., Tomoyuki, K., Laurence, S., and Hannemann, K., "Free-flight Force Measurement Technique in Shock Tunnel," 50th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, 2012.
Igra, O., and Takayama, K., "Shock Tube Sutdy of the Drag Coefficient of a Sphere in a Nonstationary Flow," 18th International Symposium on Shock Waves, 1992.
Lee, S., Song, H., Lee, J. K., and Park, G., "Shock Tunnel Build-up and Flow Verification Considering Real Gas Effect," Military Science and Technology Conference, Daejeon: The Korea Institute of Military Science and Technology, 2016.
Gas dynamics calculator, http://silver.neep.wisc.edu/shock/tools/gdcalc.html, Wisconsin Shock Tube Laboratory(WiSTL), retrieved on October 18, 2016.
Oosthuizen, P. H., and Carscallen, W. E., Introduction to Compressible Fluid Flow, 2nd Ed., CRC Press, 2014, pp.115.
Anderson, J. D., Jr., Hypersonic and High Temperature Gas Dynamics, 2nd Ed., AIAA, Virginia, 2006, pp.54-63.
Moffat, R. J., "Describing the Uncertainties in Experimental Results," Experimental Thermal and Fluid Science, Vol. 1, No. 1, 1988, pp. 3-17.
Bailey, A. B. and Hiatt, J., "Free-Flight Measurements of Sphere Drag at Subsonic, Transonic, and Supersonic and Hypersonic Speeds for Continuum, Transition and Near-Free-Molecular Flow Conditions," AEDC-TR-70-291, Arnold Engineering Development Center, 1971.
*원문 PDF 파일 및 링크정보가 존재하지 않을 경우 KISTI DDS 시스템에서 제공하는 원문복사서비스를 사용할 수 있습니다.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.