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:

Fluid-Structure-Combustion Interaction Simulation for Solid Propellant Rocket Interior Phenomena

고체 로켓 내부 현상 전산 해석을 위해 기존 운동 기술 방법들의 장점을 결합한 ALE 기법을 도입하여 유체 구조 연동 해석을 수행하였다. 이를 위해 개별 해석 요소(유동, 구조, 연소)외의 통합 기법들과 변화하는 해석 영역에 대한 자동 격자 생성 기법이 연구되었다. 개발된 해석 프로그램을 이용하여 고체 추진 로켓의 점화과정부터 대부분의 연료가 소진되는 시점까지의 전산 해석이 수행되었으며 이를 통하여 연소실 내부의 유동 물리 현상과 추진제 그레인의 변형 특성을 관찰하였다.A fluid-structure interaction simulation of solid propellant rocket interior is carried out by employing the ALE (Arbitrary Lagrangian Eulerian) description, a hybrid model of continuum motion description combining the advantages of classical Lagrangian and Eulerian description. The integration process for fluid-structure interaction and an automatic re-meshing algorithm are included to analyze an unsteady fluid-structure interaction phenomenon with the deformation of solid grain during the simulation. The developed solver is applied for the full burning simulation of a solid propellant grain, which is a highly-coupled unsteady phenomenon between gas flow and propellant structure. Based on the integrated computed results, flow physics in the combustion chamber and the behavior of a solid propellant deformation are examined.본 연구는 교육과학기술부의 우주기초원천기술 개발 사업(NSL, National Space Lab, No. 2011- 0029871)과 국토해양부 건설기술혁신사업 초장대 교량사업단(08 기술혁신 E01)의 지원을 받아 이루어졌음.OAIID:oai:osos.snu.ac.kr:snu2012-01/104/0000004648/14SEQ:14PERF_CD:SNU2012-01EVAL_ITEM_CD:104USER_ID:0000004648ADJUST_YN:NEMP_ID:A001138DEPT_CD:446CITE_RATE:0FILENAME:고체_로켓_연소실_내부에_대한_FScI_해석.pdfDEPT_NM:기계항공공학부EMAIL:[email protected]:

Multi-dimensional Limiting Process for Arbitrary Higher-order Discontinuous Galerkin Methods for High-fidelity Compressible Flow Analyses

본 연구에서는 압축성 유동장을 정밀하게 해석하기 위해서 불연속 갤러킨 기법을 위한 강건하고 효율적인 다차원 충격파 포착 기법을 개발하고자 한다. 그동안 본 연구 그룹에서는 유한 체적법을 바탕으로 다차원 물리 유동 특성을 반영한 다차원 공간 제한 기법을 성공적으로 개발하였으며, 이를 바탕으로 고차 내삽에 용이한 불연속 갤러킨 기법으로 확장하고자 한다. 이를 위해서 본 연구에서는 기존에 2 차 정확도의 유한 체적법에서 제안한 MLP 기울기 제한자와 더불어서, 고차 내삽기법에 적합한 MLP 기반 Troubled-cell 표시자를 추가적으로 개발하였다. 이를 결합하여 개발한 DG-MLP 기법의 경우 연속적인 구간에서 높은 정확도를 유지하면서도 매우 강건하고 정확하게 물리적 비선형파를 포착함을 확인할 수 있었다.The present paper deals with the robust and efficient shock capturing strategy for arbitrary higher-order discontinuous Galerkin methods to resolve high speed compressible flow accurately. This approach is a continuous work of extending multi-dimensional limiting process (MLP), which has been successfully developed in finite volume method (FVM), into discontinuous Galerkin Method on unstructured grids. Based on successful analyses and implementations of the MLP slope limiting in FVM, MLP is extendable into DG framework with the MLP-based troubled-cell marker and the hierarchical MLP slope limiting. It is observed that the proposed approach yields outstanding performances in resolving non-compressive as well as compressive flow features.본 연구는 2011 년도 정부(교육과학기술부)의 재원으로 국가수리과학연구소의 주요사업 (No. A21001), 한국연구재단을 통해 교육과학기술부의 우주기초원천기술개발 사업(NSL, National Space Lab, 과제번호 20100028975), 국토해양부 건설기 술혁신사업 초장대교량사업단(08 기술혁신 E01) 지원으로부터 지원받아 수행되었음OAIID:oai:osos.snu.ac.kr:snu2011-01/104/0000004648/25SEQ:25PERF_CD:SNU2011-01EVAL_ITEM_CD:104USER_ID:0000004648ADJUST_YN:NEMP_ID:A001138DEPT_CD:446CITE_RATE:0FILENAME:고정밀_압축성_유동_해석을_위한_임의의_고차정확도를.pdfDEPT_NM:기계항공공학부EMAIL:[email protected]:

The Slip-Wall Boundary Conditions Effects and the Entropy Characteristics of the Multi-Species GH Solver

Starting from the Eu"s GH(Generalized Hydrodynamic) theory, the multi-species GH numerical solver is developed in this research and its computatyional behaviors are examined for the hypersonic rarefied flow over an axisymmetric body. To improve the accuracy of the developed multi-species GH solver, various slip-wall boundary conditions are tested and the computed results are compared. Additionally, in order to validate the entropy characteristics of the GH equation, the entropy production and entropy generation rates of the GH equation are investigated in the 1-dimensional normal shock structure test at a high Knudsen number.본 연구에서는 다화학종 희박유동의 해석을 위해, GH(Generalized Hydrodynamic) 방정식을 기반으로 한 축대칭 유동 해석이 가능한 다화학종 GH 수치해석 기법을 전산유체역학 수치해석자로서 개발하였다. 최초로 구현된 다화학종 GH 수치기법은 축대칭 형상의 물체 주위의 극초음속 희박유동을 대상으로 하여, DSMC(Direct Simulation Monte Carlo) 및 N-S(Navier-Stokes) 방정식의 결과와의 비교를 통해 정확도를 검증하고자 하였다. GH 해석자의 정확도 향상을 위해 고체 벽면에서의 여러 가지 slip-wall 경계조건을 적용하고 각각의 결과를 비교하였다. 또한, 높은 Knudsen 수의 1차원 수직 충격파 구조 문제를 통해 GH 방정식의 엔트로피 특성 및 정확성을 고찰하였다.본 연구는 두뇌한국 21사업과 교육과학기술부 의 우주기초원천기술개발 사업(NSL, National Space Lab)의 지원으로 수행되었습니다 (S10801000121-08A0100-12110).OAIID:oai:osos.snu.ac.kr:snu2009-01/102/0000004648/9SEQ:9PERF_CD:SNU2009-01EVAL_ITEM_CD:102USER_ID:0000004648ADJUST_YN:NEMP_ID:A001138DEPT_CD:446CITE_RATE:0FILENAME:다화학종_GH_방정식의_정확성_향상을_위한_벽면_경계조건_연구_및_GH_방정식의_엔트로피_특성_고찰.pdfDEPT_NM:기계항공공학부EMAIL:[email protected]_YN:NCONFIRM: