• Proceedings of the Korean Institute of Navigation and Port Research Conference
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• 2016.05a
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• pp.88-89
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• 2016

선택적 환원 촉매(SCR : Selective Catalytic Reduction) 시스템은 대기오염을 예방하기 위한 배기가스 처리장치 중 하나이다. 본 연구에서는 전산유체역학(CFD : Computational Fluid Dynamics)를 사용하여 SCR 시스템 의 효율향상을 위하여 ANSYS-CFX package를 이용하여 점성 유동 해석을 수행하였다. SCR 시스템의 점성 유동 흐름의 전산 유체 역학을 이용하여 시뮬레이션하기 위하여 Navier-Stokes 방정식을 지배방정식으로 사용하였다. CATIA V5를 사용하여 SCR 시스템의 형상을 3D 모델링을 하였고, 암모니아와 배기가스의 혼합 비율을 확인하기 위해 요소수 분사 노즐의 위치를 변경하였다. 요소수 분사 노즐은 배기관의 입구로부터 1/3, 1/2, 2/3에 위치한다. 또한, 분사 노즐의 위치가 배기관 입구의 1/3에 위치할 때 노즐의 분사구수에 따른 효율을 확인하기 위하여 분사구수를 4Hole, 6Hole, 8Hole일 경우를 확인하여 비교하였다. 시뮬레이션의 결과로는 배기관 입구에 가까울수록, 분사구수가 많을수록 효율이 좋아짐을 확인하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.11a
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• pp.565-569
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• 2011

A two-dimensional thermal response and ablation analysis code for predicting charring material ablation and shape change on solid rocket nozzle is presented. For closing the problem of thermo-structural analysis, Arrhenius' equation and Zvyagin's ablation model are used. The moving boundary problem are solved by remeshing-rezoning method. For simulation of complicated thermal protection systems, this method is integrated with a three-dimensional finite-element thermal and structure analysis code.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2008.05a
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• pp.240-243
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• 2008

An experimental study was conducted to understand spray characteristics of rotating fuel nozzle by using high speed rotational system. The experimental apparatus consist of a fuel injection system, high speed rotational system, and acrylic case. The test is performed with several diameters and number of injection orifices. Spray characteristics such as droplet size and velocity are measured by PDPA(Phase Doppler Particle Analyzer). From the test results, we could understand the spray characteristics of rotating fuel nozzle with orifice number and diameter.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.10a
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• pp.22-22
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• 1999

로켓의 노즐의 확대부와 같은 내열특성 증진이 필요한 곳에 주로 적용되어온 Involute 구조는 얇은 두께의 fabric 프리 프레그룰 일정한 패턴에 맞추어 재단한 후 적층하여 제작되어진다. 이렇게 제작된 노즐 확대부와 같은 구조물은 내삭마 및 구조 특성이 향상되고, 적층 및 성형 중 발생하는 링클과 보이드도 많이 예방할 수 있는 장점을 가진 것으로 알려져 있다. 이와 같은 장점 때문에 60년대부터 제작되어 노즐 확대부에 적용되어온 Involute 구조는 기하학적 복잡성으로 인해서 본질적으로 구조물의 비등방성 및 비균질성을 수반하게 되며, 이에 따른 열 및 구조해석의 어려움이 존재하게 된다. 70년대 Pagano에 의해서 그 기하학적복잡성이 수학적으로 규명되기 시작하여 80년대 가장 활발한 구조해석이 수행되어 노즐의 설계에 적용되었으며, 90년대 들어와서는 비선형 해석 및 최적설계 기법을 도입한 Involute 구조물의 기하학적 형상 및 구조적 최적화가 진행되고 있다. 하지만 국내에서는 아직까지 Involute 구조의 구조해석이 생소한 분야로서, 앞에서 언급한 일련의 진행 과정과 특징 등을 요약 및 정리할 필요가 있다 따라서, 본 발표는 비등방성 및 비균질성의 Involute 구조물에 대한 구조해석 기법들을 파악하고 그 적용 방법을 생각해 보고자 한다.

• Journal of computational fluids engineering
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• v.16 no.3
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• pp.1-7
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• 2011

As a preliminary design study to achieve target aerodynamic performance, this work was conducted on an original nozzle with 9 flutes in order to design a fluted nozzle with 12 flutes. The thrust and rolling moment of the nozzle with 12 flutes were analyzed using a CFD code according to the depth and rotation angle of the flutes. Based on this, a fluted nozzle with 12 flutes was optimized to yield the same thrust as that of the original nozzle with 9 flutes. The response surface method was applied for shape optimization of the fluted nozzle and design variables were selected to determine the depth angle and rotation angle of the flutes. An optimized shape that led to a thrust as strong as that of the original nozzle was obtained.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.217-220
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• 2010

This paper presents an achieving method of reducing maximum acceleration for the missile by decrease of burst pressure in a nozzle closure. The relation of notch shape and burst pressure for a nozzle closure is examined by experiment. In the point of maximum acceleration reduction for a missile, an improved nozzle closure effects well compared with that of a reference closure by ground burning test of a gas generator.

• Proceedings of the Korean Society Of Semiconductor Equipment Technology
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• 2004.05a
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• pp.72-84
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• 2004

반도체 집적도가 높아지고 웨이퍼가 대구경화 됨에 따라 새로운 이송 장비의 개발이 필요하게 되었다. 본 연구에서는 이송장비의 새로운 개념인 공기부상 방식의 낱장이송 시스템을 설계하고 부상 노즐의 크기에 따른 부상 높이를 평가하였으며 그 결과 동일한 부상용 유량을 사용할 경우 0.5 mm 보다 0.8 mm 노즐이 부상 높이가 더 높고 에너지 절약적인 측면에서 유리함을 밝혔다. 또한 웨이퍼 이송용 추진 노즐의 배치에 따른 웨이퍼 이송 속도의 변화를 측정하여 동일 유량에서 추진속도가 훨씬 증가된 형상인 Type B(노즐 집중형)를 결정할 수 있었으며, 제조장비와 이송장비를 연결시켜주는 인터페이스에서의 웨이퍼 안정성을 평가한 결과 평균 16초 이내에 매우 안정된 공기부상 방식의 웨이퍼 낱장이송 시스템을 구현할 수 있었다.

• Proceedings of the Korea Institute of Fire Science and Engineering Conference
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• 2013.11a
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• pp.229-229
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• 2013

본 연구에서는 미세 물분무 노즐의 소화성능을 분석하기 위해 유량계수, 방사거리, 방사각도, 그리고 작동압력에 따라 분사되는 물입자 크기를 측정하였다. 이를 위해서 이중 구조의 미세 물분무 노즐 LPN-61과 LPN-63을 제작하였으며, 미분무 소화설비를 구성하여 이중구조 노즐의 형상에 따라서 유동특성을 정량화하였다. 그 결과 LPN-61은 유량계수 5.116, 방사각 $120^{\circ}{\sim}125^{\circ}$로 작동압력이 $4kgf/cm^2$에서 $10kgf/cm^2$까지 증가함에 따라서 SMD는 $127{\mu}m$정도에서 $88{\mu}m$까지 입자 크기가 감소하였으며, LPN-63은 유량계수 5.121, 방사각도 $120^{\circ}{\sim}125^{\circ}$로 동일한 작동압력 범위에서 SMD는 $108{\mu}m$에서 $80{\mu}m$까지 감소하는 것을 확인하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2004.10a
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• pp.157-161
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• 2004

The colse type of engine system, in which the combustion gas after the gas-turbine with high temperature is supplied to the combustion chamber, was selected to increase the energy characteristics in making the rocket engine scheme which makes 1700kN thrust. The nozzle was designed with consideration of film cooling, nozzle efficiency, and the real state of cobmustion gas during the expansion in nozzle. The change of gas state and the composition of the gas through the nozzle was studied by the graphic, too.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.6 no.1
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• pp.136-145
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• 2007

A computation was made to predict the movement of the thrust center position due to the rocket nozzle deflection. Three dimensional computations were done for the nozzle deflection angles of 0/1/3 degrees, and the oscillation of aerodynamic coefficients, not observed for the axisymmetric cases, was encountered. The position of the thrust center was found to be at -16 mm and -4 mm for the deflection angles of 1 and 3 degrees, respectively, and it can be concluded that the thrust center movement due to nozzle deflection is negligible. In addition to the computational results, the mechanism of thrust generation in a rocket engine is described with a brief mathematical derivation as it is sometimes mistaken. Also presented are some descriptions on the problem of pressure center definition for symmetric cases such as a rocket external flow problem and the nozzle deflection case.