• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 2006년 제4회 한국유체공학학술대회 논문집
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• pp.341-344
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• 2006

In this analytical study on the engine coolant flow of a heavy-duty diesel engine with 4 valves and linear-type 8 liter 6 cylinders, the characteristics of pressure drop and engine cooling performance with the additional coolant passages between cylinder blocks have been investigated. Since the most part of pressure drop is caused by the coolant flow passages inside a cylinder head and cylinder blocks for this type of heavy-duty diesel engines, the advantage of pressure drop is just 2.6% and the characteristics of heat transfer and the distribution of coolant velocities in the head part show little differences in case of additional coolant passages. Thus the coolant flow passages between cylinder blocks make little contribution on the cooling performance of heavy-duty diesel engines

• 대한기계학회논문집
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• 제18권3호
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• pp.645-652
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• 1994

The leading edge of a turbine blade was simulated as a circular cylindrical surface. The effect of free-stream turbulence on the mass transfer upstream of the injectionhole has been investigated experimentally. The effects of injection location, blowing ratio on the Sherwood number distribution were examined as well. The mass transfer coefficients were measured by a naphthalene sublimation technique. The free-stream Reynolds number based on the cylinder diameter is 53,000. Other conditions investigated are: free-stream turbulence intensities of 3.9% and 8.0%, injection locations of $40^{\circ}$, $50^{\circ}$, and $60^{\circ}$ from the front stagnation point of the cylinder, and blowing ratios of 0.5 and 1.0. The role of the horseshoe vortex formed upstream edge of the injected jet is dicussed in detail. When the blowing ratio is unity, and the coolant jet is injected at $40^{\circ}$, the mass transfer upstream of the jet is not affected by the coolant jet at all. On the other hand, when the injection hole is located beyond $50^{\circ}$, the mass transfer upstream edge of the injection hole suddenly increases due to the formation of the horseshoe vortex, but it dereases as the free-stream turbulence intensity increases because the strength of the horseshoe vortex structure becomes weakened. The role of the horseshoe vortex is clearly evidenced by placing a rigid rod at the injection hole instead of issuing the jet. In the case of the rigid rod, the spanwise Sherwood number upstream of the injection hole is much larger due to the intense influence of the horseshoe vortex.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제17권6호
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• pp.52-58
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• 2014

In the present work, design optimization of film-cooling hole array on the pressure side of high pressure turbine nozzle was conducted. There are four rows of fan-shaped film cooling holes on the nozzle pressure side surface and each row has a straight array of holes in the spanwise direction for baseline model. For design optimization, hole distributions in streamwise and spanwise directions for three rows of holes except first row are parameterized as a 2nd-order shape function. Three-dimensional compressible RANS equations are used for flow and thermal analysis around the nozzle surface and optimization technique using Design of Experiment, Kriging surrogate model and Genetic Algorithm is used. The results shows that averaged adiabatic wall temperature at the whole nozzle surface decreases about 2.7% and averaged film cooling effectiveness at the pressure side of nozzle increased about 8.2%.

• 대한기계학회논문집B
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• 제21권11호
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• pp.1485-1495
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• 1997

The present study investigates heat/mass transfer around film cooling jets and circular cylinders to compare the characteristics of each other. Experiments are conducted to obtain the detailed heat/mass transfer coefficients of flat plate with injections through an array of holes and for flows around an array of protruding circular cylinders using the naphthalene sublimation technique. The inclination angles of cylinders are set to the same ones of jets; a, the angle between the jet and the surface is fixed at 30 deg. through the whole experiments and .betha., the angle between the projection of the jet on the surface and the direction of main stream is adjusted to 0 deg., 45 deg. and 90 deg. to investigate the effect of variation of injection angles. The influence of blowing rates of jets and those of cylinder length to diameter ratios are also investigated. The results indicate that the increase of angle .betha. influences the spanwise uniformity of heat/mass transfer remarkably for both jets and cylinders, but that variation of cylinder length to diameter ratios has weaker effects on heat/mass transfer coefficients than that of blowing rates.

• 플랜트 저널
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• 제9권4호
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• pp.31-36
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• 2013

국내 A 복합발전소에서 운전 중인 150 MW급 가스터빈 저압 1단 회전익의 교체주기 연장가능성을 다각적으로 모색하였다. 제작사가 추천한 24,000 등가운전시간 이상을 사용한 저압 1단 회전익의 외관검사, 열차폐코팅 제거 후 모재의 표면검사 및 균열검사를 각각 실시하였다. 또한 제작사별 150 MW급 가스터빈의 교체주기를 비교 분석하였다. 제작사가 추천한 24,000 등가운전시간 이상이 경과하여 27,000 등가운전시간을 운전한 저압의 외관을 검사한 결과 냉각홀 부위에 다수의 균열이 관찰되었다. 그러나 열차폐코팅을 제거한 상태에서 실시한 모재의 표면검사에서는 균열이 거의 관찰되지 않았으며, 모재까지 진행된 일부 미세 균열에 대해서는 절단면 검사를 통하여 균열깊이가 기능에 영향을 미치지 않는 수준임을 확인하였다. 따라서 본 연구대상 가스터빈 저압 1단 회전익의 교체정비주기는 현행 24,000 등가운전시간에서 3,000 등가운전시간의 연장이 가능할 것으로 보인다. 또한 연구대상 저압 1단 회전익에 대하여 제작사가 추천한 교체주기는 타제작사 1단 회전익 교체주기의 2/3 수준으로 짧게 설정되어 있어 교체주기 연장이 가능할 것으로 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1998년도 제10회 학술강연회논문집
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• pp.10-10
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• 1998

본 연구에서는 제트 추진 기관의 터빈 익렬에서의 유동과 대기 중에 부유되어 있는 입자 또는 연소 생성물들이 제트엔진 내부로 유입될 경우 이에 따른 압축기 및 터빈 날개의 마모 및 충돌 부위를 예측하기 위하여 수치해석을 수행하였다. 일반적으로 각종 항공기의 추진 기관용 가스 터빈 엔진은 대기중에 부유되어 있는 각종 입자들의 영향을 받게 된다. 특히, 확산 지역을 통과하는 항공기나 먼지 입자 부유물이 많은 공업지대 또는 사막지역을 비행하는 항공기의 경우는 모래 알갱이, 먼지 및 연소 입자의 직접적인 영향을 받아 각 요소들에 심각한 부식 및 마모가 발생됨으로써 성능 저하 및 냉각 통로의 막힘, 압축기와 터빈 날개의 손상 등이 예측되어진다. 특히 항공기용 추진 기관은 엔진 입구에 유입 공기를 정화하기 위한 여과장치의 설치가 불가능하며, 자동차용 가스터빈 엔진의 경우는 여과 장치를 부착하여도 미세한 입자들이 여과 장치에 여과되지 않고 엔진 내부로 침투하게 되므로 치명적인 손상이 예상된다. 이러한 손상들은 초기에는 미세하게 발생하지만, 손상 정도가 점점 누적됨에 따라서 항공기의 안전 운전에 심각한 위험 요소로서 작용할 수 있으며, 경제적으로도 기관의 유지 보수비용의 증가를 가져올 수 있다. 따라서 압축기에 화산재 또는 대기중에 부유되어 있는 금속 입자나 먼지입자 등이 유입되었을 경우, 압축기 날개의 손상 부위와 정도를 예측하는 것이 필요하다. 따라서 본 연구에서는 Lagangian방법을 적용하여 압축기 날개위의 부유 입자 충돌 부위를 예측하고, 설계 시 이를 보완할 수 있는 기준을 제시하였다. 아울러 설계 입구각과 크게 벗어난 유동의 유입시에 발생되는 박리 현상과 이에 따른 입자의 유동 및 날개의 입자 접착 부위를 예측하였다. 본 연구에서는 여러 크기의 입자(다양한 Stokes 수)들을 주어진 속도에서 유선을 따라 압축기 입구에서 압축기 유로로 여러 위치에서 부유 시켜서 그 입자들의 궤적 및 충돌, 점착 위지를 고찰하고, 정량적인 충돌량을 해석하기 위하여 입자 충돌 계수를 정의하여 압축기 날개 표면의 충돌특성을 알아보았다. 이러한 예측을 통하여 압축기 날개 표면의 충돌 부위를 예측하고, 날개의 표면을 코팅하는 등 보호 개선책을 제시할 수 있고, 연소의 반응물 입자가 터빈 날개에 충돌하여 발생되는 날개 표면의 파손, 냉각 홀의 막임, 연소 입자의 점착 부위 등을 예측하여 보완책을 준비할 수 있도록 하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권1호
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• pp.52-57
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• 2018

본 논문에서는 9톤급 다단연소사이클 엔진용 산화제 과잉 예연소기 분사기 설계 및 수류 시험 결과에 대해 기술하고자 한다. 총 3 종류의 동축 와류 분사기를 설계하고 각 종류마다 12개의 분사기를 제작하였다. 연료 접선 홀 직경은 모두 동일하며, 산화제와 연료가 연소되어 발생하는 기체 산화제와 냉각 채널에서 배출되는 액체 산화제 모멘텀의 비에 따라 산화제 과잉 예연소기 분사기의 연소에 어떠한 영향이 있는지를 연구하기 위해 산화제 접선 홀의 직경을 다르게 제작하였다. 추후에 산화제 과잉 예연소기를 이용한 파워팩과 연소시험을 통해 검증될 예정이다. 수류 시험 결과, 연료 유량 및 산화제 접선 홀의 유량값은 설계 차압을 기준으로 목표 유량값에 도달하였다.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제11권6호
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• pp.24-30
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• 2008

In order to enhance the heat/mass transfer, a turbulator has been installed at the exit of injection hole for the impingement/effusion cooling system. The local heat/mass transfer coefficients have been obtained by a naphthalene sublimation method. Experiments have been carried out at the fixed jet Reynolds number of 10,000. Two turbulators with different diameter have been used in the current study. The result presents that the turbulator leads to the increase in flow mixing and jet velocity, consequently enhancing the heat/mass transfer at a stagnation region. Further, the stagnation region is divided into four small areas with peak value. In the existence of initial crossflow, the stagnation regions move downstream and low heat/mass transfer regions are formed regardless of the installation of turbulator. However, the increased jet velocity by turbulator reduces the crossflow effect against the jet, resulting in decrease of low heat/mass transfer regions. Compared to the case without turbulator, the installation of turbulator yields $5{\sim}10%$ augmentation in averaged Sh value.

• Progress in Superconductivity
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• 제11권1호
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• pp.52-56
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• 2009

Temperature distributions and thermal stresses were calculated and analyzed to investigate the effect of the artificial holes to the transient behaviors of the superconductors which was cooled in liquid nitrogen. Three dimensional finite element method was used to calculated the transient temperature and thermal stresses in the superconductors. The cooling speed of the superconductors with holes is faster than those without holes. Because the thermal stresses calculated in the superconductors can be relaxed by the distributed holes, the volume of the peak tensile stress decreases during the cooling in liquid nitrogen. If optimal metal, which can maintain the relaxation of thermal stresses, is used to fill and reinforce the artificial holes, the probability of failure of the superconductors may be decreased by the decrease of volume of peak tensile stress.

• 한국진공학회지
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• 제7권3호
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• pp.255-260
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• 1998

Ionized magnetron sputtering은 high density plasma를 사용하여 스퍼터된 입자의 이온화율을 기판에서의 플럭스 기준으로 80%이상까지 증대시킬 수 있는 방법으로 반도체 소자의 아주 작은 홀이나 via contact등을 채울 수 있는 아주 유용한 수단이나 가스의 압력 이 30mTorr 이상으로 상당히 높아야만 이온화율이 높게 유지되어 스퍼터 증착 속도가 느려 지고 중성입자의 각도 분포가 넓어지는 단점이 있다. 그 원인이 스퍼터된 입자들에 의한 전 자 온도의 급격한 감소와 타겟 주변에서의 가스 희귀화 현상에 있다고 보고 이를 보완하고 자 스퍼터 전력을 펄스화 하는 방법을 고안하여 실험하였다. 그 결과 펄스의 on/off time이 10ms/10ms, 100ms/100ms에서 가장 높은 이온화율을 가시광 분광 결과에서 보였으며 실제 로 Ag의 XRD결과 (111)에서 (200)으로 우선 방위의 현격한 변화가 관찰되었다. 이를 고전 력 스퍼터링에 의한 중성 가스 가열과 냉각의 측면에서 해석하였다.