• 한국에너지공학회:학술대회논문집
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• 한국에너지공학회 1999년도 추계 학술발표회 논문집
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• pp.57-60
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• 1999

순환유동층 보일러는 연소로 (상승관: riser)내에 공기를 고속으로 주입하여 비말동반되는 고체입자를 사이클론에서 포집 하여 재주입하는 유동층을 이르는 것으로, 난류유동층(turbulent fluidized bed), 고속유동층(fast fluidized bed) 그리고 희박상 유동(dilute phase flow) 영역에서 조업이 이루어진다. 순환유동층은 비교적 높은 기체 유속에서 조업이 이루어지기 때문에 고체입자의 혼합 및 비산 그리고 재순환이 격렬하게 이루어지고, 기-고체간 접촉효율 및 전열계수가 높아 전체적인 처리량 및 효율이 좋은 장점을 가지고 있다.(중략)

• 한국항공우주학회지
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• 제42권5호
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• pp.383-389
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• 2014

하이브리드 로켓 연소실 내부 유동장에 대한 수치계산 결과에 POD기법을 적용하였다. 특히, 다이어프램 설치에 따른 유동모드 변화를 분석하여, 연소특성에 미치는 영향을 해석하였다. 또한, 다이어프램이 있는 연소실에서 표면 분출유동의 유무에 따른 POD를 적용하여 분출유동이 연소실 내부 유동특성에 미치는 영향을 판단하였다. 10개의 모드를 사용하여 기본형상에 대한 POD 결과를 살펴보면 주 유동을 나타내는 모드 1과 벽면 근처의 작은 크기 유동인 2-9 모드 사이의 구분이 분명하게 나타났다. 다이어프램을 설치한 형상의 POD 결과, 모드 2부터 5의 에너지가 증가하였는데 이것은 다이어프램 주변 순환영역에서 생성되는 유동 때문인 것으로 보인다. 한편, 다이어프램 주위 영역의 유동특성을 보여주는 모드 2-5와 후류 벽면의 유동특성을 보여주는 모드 6-9의 에너지 분포가 분출유동 유무에 관계없이 비슷한 특성을 나타냈다. 따라서 연소율이 다이어프램 근처에만 국부적으로 증가하는 이유는 다이어프램 후류에 형성되는 비교적 큰 크기의 유동모드 2-5의 에너지가 증가되었기 때문인 것으로 분석된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.672-674
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• 2017

하이브리드 로켓의 연소 실험 과정에서 저 주파수 대역이 증폭하는 연소 불안정이 관찰되었다. 반면, 터빈 연소기에서는 혼합 특성 향상을 통하여 연소의 안정성을 얻기 위해 스월 유동을 사용한다. 본 연구에서는 하이브리드 로켓의 연소 불안정을 감소시키기 위하여 스월 인젝터를 사용하여 실험하였다. 그 결과, 하이브리드 로켓에서 스월 인젝터를 통하여 산화제를 주입한 경우 연소 불안정이 감소하였다. 산화제의 스월 유동의 변화는 연소실 내부의 난류유동 특성을 변화시키며 그 결과, 연소 불안정에 영향을 미친다. 따라서 스월 각도 변화를 통하여 스월 넘버 변화를 변화시킴으로써 유동 특성 변화에 대해 알아보았다. 유동 특성 변화가 주파수 특성에 미치는 영향, 압력진동과 연소진동의 상관관계에 대해 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.315-320
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• 2008

본 연구에서는 화염 안정기 형상이 램제트 연소실에서의 단열 막냉각 효율에 미치는 영향에 대하여 실험을 수행하였다. 램제트 연소실 입구의 경사진 확장면의 끝에 화염안정기 형상을 설치하여 화염안정기에 의해 발생된 난류 유동이 다단 슬롯에 영향을 끼치도록 실험 장치를 구성하여, 화염안정기 형상을 탈부착 시키면서, 슬롯 출구 하류에서의 단열 막냉각 효율을 측정하였다. 화염 안정기를 설치하였을 경우 화염안정기에 의해 발생된 유동의 높은 전단력과 난류강도로 급격히 주유동과 혼합되어, 화염안정기가 설치되지 않은 경우에 비해 전체적으로 냉각 성능이 감소함을 결과를 통해 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제6권1호
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• pp.21-29
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• 2002

하이브리드 연소 시스템은 안정된 작동조건이나 안전성 면에서 많은 장점을 가지고 있는 반면 기존의 하이브리드 모터는 고체 추진 로켓모터보다 낮은 연료 regression율과 연소효율은 갖는 단점이 있다. 따라서 최근의 연구들은 하이브리드 로켓모터의 연소실 체적의 제한과 연료의 regression율을 향상시키는데 그 초점을 맞추고 있다. 본 연구는 하이브리드 로켓 엔진의 연소과정을 수치적으로 해석하였다. 난류연소는 eddy breakup 모델을 이용하였으며 soot의 생성 및 산화를 다루기 위하여 Hiroyasu와 Nagle and Strickland-Constable 모델을 적용하였다. 복사열전달은 유한체적법을 이용하여 계산하였으며 고체 연료 벽면에서의 분출 효과로 야기되는 대류열전달의 불확실성을 줄이기 위하여 낮은 레이놀즈 수 $\kappa-\varepsilon$ 난류모델을 적용하였다. 계산된 수치결과를 토대로 선회 유동을 가지는 하이브리드 로켓 엔진의 난류연소과정에 대하여 상세히 기술하였다.

• 한국자동차공학회논문집
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• 제4권5호
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• pp.130-141
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• 1996

Numerical study of a confined, swirling, isothermal and spray-combusting flows has been presented. The pressure-velocity coupling in the Eulerian gas-phase equation is handled by the improved PISO algorithm. The droplet dispersion by turbulence is introduced by a Stochastic Separated Flow(SSF) model. The k-$\varepsilon$ turbulence model and the eddy dissipation model are employed to account for turbulence-combustion interaction. The detailed comparison with experimental data has been made for the isothermal jet swirling flows and the nearly monodisperse spray-combusting flow in the swirl combustor.

• 대한기계학회논문집
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• 제8권4호
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• pp.328-334
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• 1984

본 연구에서는 기하학적으로는 물론이며 유동 장체가 축대칭이 되고 재순환 영역이 있는 노즐을 제작하여 우선 연구의 1차 단계로서 연소가 없을 경우 시간 평균 유속 및 난류 성분을 레이져 도플러 유속계로 비교적 정밀히 측정한후, 노즐 유체와 주위공기류와의 시간 평균 혼합특성을 구명하기 위하여 가스크로마토그라프에 의하여 농도 분포를 측정, 모델 검토를 위한 기초 데이타 제공과 실험용으로 채용한 노즐류의 구조를 구명하고저 한다. 특히 노즐유체를 수소/질소 혼합기인 경우와 공기를 사용 한 양 경우를 비교, 검토하므로써 부력효과에 대한 평가를 시도하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.210-213
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• 2010

최근의 실험 결과를 통해 하이브리드 로켓 연료의 표면에 연소가 진행되지 않은 채 남아있는 고립된 부분들이 존재함을 확인하였다. 이러한 불규칙적인 spot은 연료의 기화로 인한 분출유동(wall blowing)과 산화제의 유동 사이에서 발생하는 경계층 교란에 의한 현상인 것으로 여겨진다. 본 연구에서는 23,000의 높은 Reynolds수와 벽면분출 현상을 효과적으로 처리할 수 있도록 LES 기법을 이용하여, 연료 표면 근처의 난류 유동 특성을 해석하였다. 원형 단면을 갖는 하이브리드 로켓 모터의 그레인 형상을 사실적으로 모사하기 위하여 곡률효과를 포함한 3차원 실린더 형태의 지오메트리를 고려하였다. 연료 표면에서 발생하는 불규칙한 spot의 발생은 경계층과 분출되는 유동이 상호 간섭함으로써 난류구조들의 기구학적 특성을 변경시키기 때문인 것으로 추측되는 결과들을 얻을 수 있었다.

• 오토저널
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• 제9권3호
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• pp.16-22
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• 1987

직접분사식 디젤기관의 성능과 배기가스 문제에 여향을 주는 실린더 내에서의 연소형태는 크게 연료분사계와 흡입공기 유동계 두 가지에 의해 결정된다. 즉 분사율, 부사시기, 분무형태와 같은 분사계의 특성과 공기선회, 스퀴시(squish), 난류와 같은 공기 유동 특성에 의하여 연소형태가 결 정된다. 이러한 복잡한 연소형테를 기관 특성에 맞게 조정한다는 것은 대단히 어려운 문제인데 이것은 연료화 공기의 혼합이 연소실형상과 흡기계의 형상에 큰 영향을 받으며 연료가 액체 상 태로 연소실내로 들어와 분무과정을 통하여 증발이 되어야만 연소가 가능하기 때문이다. 특히 흡입공기 유동계에 있어서 현재의 직접 분사식 대젤기관의 흡입구 형상은 흡입공기의 운동에너 지에 모멘트를 가하여 연소실내에서 공기의 선희(swirl)를 발생시켜 줌으로써 연료와 공기의 혼 합기를 형성시키는 Helical type이 많이 이용되고 있다. 그러나 기관 성능과 배기가스 특히 NOx는 상반관계를 이루기 때문에 연소실내로 들어오는 흡입공기의 선희강도(swirl ratio)를 너무 강하게만 한다고 하여 좋은 결과를 얻을 수는 없다. 따라서 설계하고자 하는 각 기관에 있어서 요구되는 성능과 배기가스 문제를 만족하는 흡입공기의 선희강도가 얻어질 수 있도록 흡입구 형상을 설계한다는 것은 많은 연구와 경험이 요구되고 있다. 본 자료에서는 직접분사식 디젤기 관에 있어서 흡입공기의 최적 선희강도에 대한 설정방법과 흡입구 형상 설계를 위한 설계 이론 및 정상류 Rig test상에서의 흡입공기 선희강도의 평가방법을 소개하고자 한다.

• 대한기계학회논문집
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• 제10권4호
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• pp.511-518
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• 1986

본 연구에서는 난류모델로는 기존의 K-.epsilon.모델과 LPS방법으로 수정된 K-.epsilon. 모 델을, 수치적 Scheme으로는 Hybrid Difference Scheme과 Skew-upwind Difference Sc- heme을 사용하여 그 결과를 각각 비교하였다.