이 논문은 전투기나 미사일 등의 전면부에서 음속이상의 속도로 날아갈 때 발생하는 충격파의 각도와 영향을 수치데이터와 비교한 논문이다. 서울대학교 초음속풍동을 이용하여 원뿔형 모델에 대해서 마하수를 다르게 하여 충격파의 위치와 크기를 측정하여 보았다. 마하수 2.0, 3.0, 그리고 3.8에 대해서 실험을 수행했다. 그 결과 충격파의 위치와 크기는 실험의 속도, 받음각, 사이드 슬립각에 따라서 다르고 때에 따라 blockage effect가 발생한다는 것을 확인했다.
이 논문은 전투기나 미사일 등의 전면부에서 음속이상의 속도로 날아갈 때 발생하는 충격파의 각도와 영향을 수치데이터와 비교한 논문이다. 서울대학교 초음속풍동을 이용하여 원뿔형 모델에 대해서 마하수를 다르게 하여 충격파의 위치와 크기를 측정하여 보았다. 마하수 2.0, 3.0, 그리고 3.8에 대해서 실험을 수행했다. 그 결과 충격파의 위치와 크기는 실험의 속도, 받음각, 사이드 슬립각에 따라서 다르고 때에 따라 blockage effect가 발생한다는 것을 확인했다.
In this paper, the shock angle and effect had been compared with numerical data within supersonic area at an forebody such as missiles or an aircraft. By using supersonic wind tunnel in Seoul National University, The shock position and magnitude were measured in the model of cone shape according to ...
In this paper, the shock angle and effect had been compared with numerical data within supersonic area at an forebody such as missiles or an aircraft. By using supersonic wind tunnel in Seoul National University, The shock position and magnitude were measured in the model of cone shape according to mach number. The experiment had been conducted at mach number 2.0, 3.0, and 3.8. As a result, the shock position and magnitude are different from flow velocity, AOA, and AOS in some cases blockage effect had occurred.
In this paper, the shock angle and effect had been compared with numerical data within supersonic area at an forebody such as missiles or an aircraft. By using supersonic wind tunnel in Seoul National University, The shock position and magnitude were measured in the model of cone shape according to mach number. The experiment had been conducted at mach number 2.0, 3.0, and 3.8. As a result, the shock position and magnitude are different from flow velocity, AOA, and AOS in some cases blockage effect had occurred.
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문제 정의
본 연구를 통해서 초음속 영역에서 원뿔형상의 표면에서 형성되는 충격파의 영향을 압력 측정값을 통하여 확인했다. 또한 이 때 형성되는 충격파의 형태도 쉴리렌 가시화를 통하여 확인하였다.
가설 설정
이 유동을 등엔트로피 유동이라 가정하였고, 유선을 따라 정체값인 p0 , ρ0 , T0가 일정하다.
제안 방법
하지만 국내의 연구시설에서 초음속풍동을 보유한 곳은 별로 없으며, 특히 시험부(Test section)의 크기가 200mm×200mm정도로 큰 규모의 풍동을 가진 곳은 거의 없다. 본 연구는 서울대의 초음속풍동을 가지고 연구를 수행했는데, 설계마하수가 2.0, 3.0, 3.8인 노즐을 이용하여 형상에 대해서 실험을 진행했다.
실험은 Delta metrics사의 센서를 이용하여 압력을 측정하였고, 수치 해석한 이론값과 쉴리렌 가시화를 통하여 비교, 분석하였다.
본 연구를 통해서 초음속 영역에서 원뿔형상의 표면에서 형성되는 충격파의 영향을 압력 측정값을 통하여 확인했다. 또한 이 때 형성되는 충격파의 형태도 쉴리렌 가시화를 통하여 확인하였다. 그 결과 실험의 오차가 수치해석을 통한 이론적 값과 3%이하로 상당히 정확하다.
대상 데이터
본 실험은 모델이 없는 경우, 1차원 압축성유동이다. 이 유동을 등엔트로피 유동이라 가정하였고, 유선을 따라 정체값인 p0 , ρ0 , T0가 일정하다.
본 연구에서 사용한 실험 장치인 서울대학교 초음속풍동은 1980년대 일본의 KANOMAX사에 의해 설계 제작 되었으며, 간헐적 불어내기식(Int ermittent blowdown type) 풍동이다. Fig.
데이터처리
Table 2~5까지는 마하수 3.0과 3.8의 쉴리렌영상 가시화 모습과 각 압력 탭의 위치에서의 압력 값을 수치해석의 결과와 비교하였다. 표면의 압력은 위치별로 다르지만 전체적으로 실험오차는 3%이하로 매우 정확한 것을 확인할 수 있다.
이론/모형
이번 연구에서 이용한 수식은 실험에서 마하 수를 측정하기 위해서 사용한 압력비와 마하수 관계식이다.
성능/효과
8의 쉴리렌영상 가시화 모습과 각 압력 탭의 위치에서의 압력 값을 수치해석의 결과와 비교하였다. 표면의 압력은 위치별로 다르지만 전체적으로 실험오차는 3%이하로 매우 정확한 것을 확인할 수 있다.
또한 이 때 형성되는 충격파의 형태도 쉴리렌 가시화를 통하여 확인하였다. 그 결과 실험의 오차가 수치해석을 통한 이론적 값과 3%이하로 상당히 정확하다. 하지만 더욱 정확한 데이터 획득을 위해서는 이번 실험이 등엔트로피 조건이 아니기 때문에 공기가 팽창될 때 발생하는 습도의 영향 등도 고려하여 데이터를 분석해야 한다.
후속연구
3처럼 다른 결과들과 비교하여 원뿔형상의 표면에서 발생되는 충격파의 각도가 형상에 비해 크다. 또한 이번 실험에서는 풍동의 시험부 면적에 대한 모델의 면적이나 지름의 비인 bloc kage ratio를 제대로 고려하지 못하였다. 그래서 마하수 2.
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