유체 유동 시스템에서 히스테리시스 현상은 다양한 산업 및 공학 응용 분야에서 발생하며, 최근 이에 대한 많은 연구가 수행되어 왔다. 이러한 현상은 주로 압력비가 일시적으로 변화하는 과정에서 발생하며 초음속 풍동에 영향을 미칠 것으로 예상되나, 이에 대한 연구는 찾아보기 힘들다. 본 연구에서는 초음속 풍동 내부에서 발생하는 히스테리시스 현상을 수치해석으로 조사하였다. 비정상, 축대칭, 압축성 N-S 방정식을 유한 체적법으로 이산화 하였으며, 난류모델은 Spalart-Allmaras을 적용하였다. 본 연구의 결과로 전압의 증감에 따라, 동일한 압력비에서 발생하는 충격파의 위치가 다르게 나타났으며, 이를 통해 초음속 풍동을 효율적으로 작동시킬 수 있는 최적의 압력비를 찾을 수 있음을 알았다.
유체 유동 시스템에서 히스테리시스 현상은 다양한 산업 및 공학 응용 분야에서 발생하며, 최근 이에 대한 많은 연구가 수행되어 왔다. 이러한 현상은 주로 압력비가 일시적으로 변화하는 과정에서 발생하며 초음속 풍동에 영향을 미칠 것으로 예상되나, 이에 대한 연구는 찾아보기 힘들다. 본 연구에서는 초음속 풍동 내부에서 발생하는 히스테리시스 현상을 수치해석으로 조사하였다. 비정상, 축대칭, 압축성 N-S 방정식을 유한 체적법으로 이산화 하였으며, 난류모델은 Spalart-Allmaras을 적용하였다. 본 연구의 결과로 전압의 증감에 따라, 동일한 압력비에서 발생하는 충격파의 위치가 다르게 나타났으며, 이를 통해 초음속 풍동을 효율적으로 작동시킬 수 있는 최적의 압력비를 찾을 수 있음을 알았다.
Hysteresis phenomena are often encountered in a wide variety of fluid flow systems used in industrial and engineering applications. Hence, in recent years, a significant amount of research been focusing on clarifying the physics of the flow hysteresis appearing during the transient change of the pre...
Hysteresis phenomena are often encountered in a wide variety of fluid flow systems used in industrial and engineering applications. Hence, in recent years, a significant amount of research been focusing on clarifying the physics of the flow hysteresis appearing during the transient change of the pressure ratios and influencing the performance of the supersonic wind tunnel. However, investigations on the hysteresis phenomenon, particularly when it occurs inside the supersonic wind tunnel, are rare. In this study, numerical simulations were carried out to investigate the hysteresis phenomena of the shock waves encountered in a supersonic wind tunnel. The unsteady and compressible flow was analyzed with an axisymmetric model, and the N-S equations were solved by using a fully implicit finite volume scheme. The optimal pressure ratio was determined from the hysteresis curves, and the results can be utilized to operate the wind tunnel efficiently.
Hysteresis phenomena are often encountered in a wide variety of fluid flow systems used in industrial and engineering applications. Hence, in recent years, a significant amount of research been focusing on clarifying the physics of the flow hysteresis appearing during the transient change of the pressure ratios and influencing the performance of the supersonic wind tunnel. However, investigations on the hysteresis phenomenon, particularly when it occurs inside the supersonic wind tunnel, are rare. In this study, numerical simulations were carried out to investigate the hysteresis phenomena of the shock waves encountered in a supersonic wind tunnel. The unsteady and compressible flow was analyzed with an axisymmetric model, and the N-S equations were solved by using a fully implicit finite volume scheme. The optimal pressure ratio was determined from the hysteresis curves, and the results can be utilized to operate the wind tunnel efficiently.
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가설 설정
(2) 상류정체실의 전압이 시간에 따라 선형적으로 증감하였을 때, 동일한 풍동압력비에서 발생하는 충격파의 위치가 서로 다르다.
제안 방법
디퓨저 1(Diffuser 1)과 디퓨저2(Diffuser 2)의 길이는 각각 4400 mm, 10930 mm이며 디퓨저1의 확대반 각(θ1)은 3.6°, 디퓨저2의 확대반각(θ2)은 7.3°로 고정하였다.
또한 전온도(T0)는 300 K로 일정하며, 작동시간은 1.0 × 10-5으로 1초 동안 비정상 계산을 하였다.
본 수치해석에 사용된 계산영역의 총 격자수는 대략 20만개를 사용하였으며, 경계층이 발달하는 부분, 유동이 초크하는 목 부분, 그리고 충격파 발생 예상 부분에 격자를 집중시켰다. 모든 벽면은 단열(adiabatic), 점착(non-slip) 조건을 입구는 pressure inlet, 출구는 pressure oulet 조건을 적용하였다. 입구 전압(P0)은 115 kPa ~ 420 kPa 범위에서 변화시켰으며, 출구 배압(Pb)은 101.
본 연구에 앞서, 수치해석 타당성을 조사하기 위한 선행연구로 여러 가지 격자에 대한 수치해석을 수행하였으며 여러 난류모델을 적용하여 선행 실험결과와 비교하였다. 그 결과 후술하는 바와 같은 계산영역과 계산격자를 얻을 수 있었으며, Spalart, P.
본 연구에서는 Blow-Down 형식의 JAXA 1m × 1m Supersonic Wind Tunnel(JSWT) 풍동으로 2차원 대칭 수치해석을 수행하였으며, 이를 종래의 실험 결과와 비교 검증하였다.
본 연구에서는 Blow-Down 형식의 JAXA 1m × 1m Supersonic Wind Tunnel(JSWT) 풍동으로 2차원 대칭 수치해석을 수행하였으며, 이를 종래의 실험 결과와 비교 검증하였다. 초음속 풍동 내부에서 발생하는 히스테리시스 현상을 수치해석적으로 조사하기 위해, 풍동압력비를 선형적으로 변화시켜 충격파의 위치를 확인하였고 서로 다른 측정점에서 측정한 압력변동을 비교하였다.
초음속 풍동에서 발생하는 히스테리시스 현상을 조사하기에 앞서, 본 연구에서 수행한 수치해석 결과와 JSWT의 실험결과를 비교하여 타당성을 조사하였다.
본 연구에서는 초음속 풍동에서 발생하는 히스테리시스 현상을 조사하기 위해, 2차원 비정상 압축성 Reynolds-averaged Navier-Stokes 방정식을 적용하여 수치해석을 수행하였다. 초음속 풍동에서 풍동압력비를 변화시켜 내부에 발생하는 충격파의 위치를 토대로 히스테리시스를 분석하였으며, 아래와 같은 결과를 얻었다.
8은 초음속 풍동에서 발생하는 충격파의 위치를 바탕으로 히스테리시스 곡선을 나타내었다. 횡축은 측정부 중심에서의 거리이며, 종축은 풍동압력비로 나타내어 비교하였다. 서로 다른 풍동압력비에서 발생하는 충격파의 위치를 심볼로 표시하였다.
대상 데이터
3°로 고정하였다. 또 본 연구에 사용된 설계마하수 (Mt)는 2.0이며, 유로의 폭은 1000 mm로 일정하다[6].
2에서 수치해석에 사용된 JSWT 풍동의 계산영역과 경계조건을 나타내었다[5]. 본 수치해석에 사용된 계산영역의 총 격자수는 대략 20만개를 사용하였으며, 경계층이 발달하는 부분, 유동이 초크하는 목 부분, 그리고 충격파 발생 예상 부분에 격자를 집중시켰다. 모든 벽면은 단열(adiabatic), 점착(non-slip) 조건을 입구는 pressure inlet, 출구는 pressure oulet 조건을 적용하였다.
본 연구에서 사용한 JAXA 1m × 1m Supersonic Wind Tunnel(JSWT)는 2개의 고압탱크에 저장된 건조 공기가 압력 조절기, 가변 2차원 노즐, 측정부(test section), 2차 목(2nd throat)을 가진 디퓨저를 통과하여 대기로 방출되는 구조이다.
본 연구에서 사용한 초음속 풍동의 2차원 노즐은 노즐 입구로부터 노즐 목까지 길이가 2900mm, 노즐 목으로부터 출구면, 즉 측정부의 입구까지의 길이는 4800 mm 이다. 측정부의 크기는 높이 500 mm, 길이 1800 mm이며, 2차목을 가진 디퓨저의 길이는 3850 mm이다.
본 연구에서 사용한 초음속 풍동의 2차원 노즐은 노즐 입구로부터 노즐 목까지 길이가 2900mm, 노즐 목으로부터 출구면, 즉 측정부의 입구까지의 길이는 4800 mm 이다. 측정부의 크기는 높이 500 mm, 길이 1800 mm이며, 2차목을 가진 디퓨저의 길이는 3850 mm이다. 디퓨저 1(Diffuser 1)과 디퓨저2(Diffuser 2)의 길이는 각각 4400 mm, 10930 mm이며 디퓨저1의 확대반 각(θ1)은 3.
이론/모형
0을 사용하였다. 2차원 압축성 Reynolds-averaged Navier-Stokes 방정식을 적용하였으며, 완전 내재적 유한 체적법(implicit finite volume scheme)을 적용하였다. 또한 압축성 유동을 고려하여 지배 방정식을 density-based solver인 coupled scheme을 적용하였으며, 수치적 안정성을 위해 AUSM-DV와 2nd order up-wind scheme을 적용하여 대류항(conective term)을 계산하였다.
2차원 압축성 Reynolds-averaged Navier-Stokes 방정식을 적용하였으며, 완전 내재적 유한 체적법(implicit finite volume scheme)을 적용하였다. 또한 압축성 유동을 고려하여 지배 방정식을 density-based solver인 coupled scheme을 적용하였으며, 수치적 안정성을 위해 AUSM-DV와 2nd order up-wind scheme을 적용하여 대류항(conective term)을 계산하였다.
본 연구에서는 초음속 풍동에서 발생하는 히스테리시스 현상을 조사하기 위해, 2차원 비정상 압축성 Reynolds-averaged Navier-Stokes 방정식을 적용하여 수치해석을 수행하였다. 초음속 풍동에서 풍동압력비를 변화시켜 내부에 발생하는 충격파의 위치를 토대로 히스테리시스를 분석하였으며, 아래와 같은 결과를 얻었다.
수치해석은 상용코드인 Fluent Ver. 15.0을 사용하였다. 2차원 압축성 Reynolds-averaged Navier-Stokes 방정식을 적용하였으며, 완전 내재적 유한 체적법(implicit finite volume scheme)을 적용하였다.
성능/효과
(1) 상류정체실의 압력이 증가할수록 초음속 풍동에서 발생하는 충격파의 위치는 풍동 출구 쪽으로 이동하였다.
(3) 상류정체실 전압이 증가하는 과정과 감소하는 과정에서 발생하는 충격파의 위치를 비교하였을 때, 상류정체실 전압이 증가하는 과정에서 발생하는 충격파가 감소하는 과정에서 발생하는 충격파의 위치보다 항상 상류에 위치한다.
(4) 히스테리시스 현상으로 인해 초음속 풍동의 시동압력비와 작동압력비가 서로 다른 풍동압력비를 가진다. 이러한 현상을 적절히 제어한다면, 작동압력비를 줄여 초음속 풍동의 효율적인 운전이 가능하다.
풍동압력비(Ø) 증가과정에서 얻은 벽면의 압력 분포를 실선으로 표시하였으며, 감소과정에서 얻은 벽면의 압력분포는 점선으로 표시하였다. 2차 목의 영향으로 압력손실의 원인이 되는 경계층 박리현상이 발생하였으며, 풍동압력비의 증가과정과 감소과정에서 발생하는 풍동내의 충격파 위치 차이는 낮은 압력비에서 더 크게 나타났다.
4에 나타내었다[10]. 그 결과 JSWT의 실험 결과와 매우 일치한 결과를 얻었으며, 경계층 두께는 마하수 2.0에서 대략 60 mm이다. 위에서 언급한 두 결과를 토대로 실험결과와 수치해석 결과가 잘 일치하였다.
본 연구에 앞서, 수치해석 타당성을 조사하기 위한 선행연구로 여러 가지 격자에 대한 수치해석을 수행하였으며 여러 난류모델을 적용하여 선행 실험결과와 비교하였다. 그 결과 후술하는 바와 같은 계산영역과 계산격자를 얻을 수 있었으며, Spalart, P.R. 와 Allmaras, S.R.[4]가 제안한 Spalart-Allmaras One-Equation 난류모델을 사용한 결과 실험 결과를 잘 예측하였다.
3은 초음속 풍동에서 마하수와 풍동압력비 Ø(=상류정체실의 압력 P0/풍동의 배압 Pb)의 관계를 선행연구에서 수행한 실험 결과와 비교하였다[5,7-8]. 그 결과, 본 연구의 수치해석 결과가 JSWT에서 수행한 실험결과와 잘 일치하였다. 디퓨저의 영향을 고려하지 않고 설계마하수(Mt)에서 측정부에 수직충격파가 발생한다고 가정하였을 경우, 시동압력비는 등엔트로피 관계식과 수직충격파 관계식으로 부터 Eq.
5에서 앞서 설명하였다. 풍동에서 발생하는 충격파의 위치가 측정점에 근접 할수록 압력비(P/P0)는 감소하였으며, 충격파가 모든 측정점을 지나는 지점인 t=0.4초를 기준으로 이후의 모든 측정점에서 압력비는 일정하게 유지되었다. 이러한 경향은 상류정체실의 압력감소 과정에서도 나타난다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
히스테리시스 현상이란 무엇인가?
히스테리시스 현상은 일반적으로 물질의 탄성, 전기 및 자성에서 쉽게 나타나며 어떤 물리량이 주기적 또는 어떤 범위를 갖고 움직였을 때, 그 이전에 물질이 경과해온 상태의 변화 과정에 의존하여 출발지로 돌아오지 못하고 다른 값으로 떨어지는 현상을 일컫는다. 그러나 최근 이러한 히스테리시스 현상은 다양한 산업 및 공학 응용 분야뿐만 아니라 역학, 물리학, 수문학, 경제학 등 여려 분야에서 쉽게 접할 수 있는 현상이다.
본문에서 최적의 압력비를 찾는 방법은 무엇인가?
비정상, 축대칭, 압축성 N-S 방정식을 유한 체적법으로 이산화 하였으며, 난류모델은 Spalart-Allmaras을 적용하였다. 본 연구의 결과로 전압의 증감에 따라, 동일한 압력비에서 발생하는 충격파의 위치가 다르게 나타났으며, 이를 통해 초음속 풍동을 효율적으로 작동시킬 수 있는 최적의 압력비를 찾을 수 있음을 알았다.
히스테리시스 현상은 유체 부문에서 어디에 나타나는가?
그러나 최근 이러한 히스테리시스 현상은 다양한 산업 및 공학 응용 분야뿐만 아니라 역학, 물리학, 수문학, 경제학 등 여려 분야에서 쉽게 접할 수 있는 현상이다. 특히 유체 부문에서는 이중모드 램제트(dual-mode ramjet), 초음속 풍동(supersonic wind tunnel), 로켓 노즐 등 많은 분야에 나타나고 있다.
참고문헌 (10)
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"ICAST(Information Center for Aerospace Science and Technology)", retrieved 22 Dec. 2016 from http://www.icast.org.in/Resources/Dwttfi1.pdf.
Watanabe, M., Iijima, H., Sato, M., Nagai, S., Nishijima, H., Kimura, T. and Itabashi, Y. "A Measurement of Turbulent Boundary Layer Thickness at the JAXA 1m $\times$ 1m Supersonic Wind Tunnel," JAXA-SP-04-013, 2005.
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