• 설비공학논문집
• /
• 제4권1호
• /
• pp.20-32
• /
• 1992

A numerical solution for heat transfer in the flue tube of a pulse combustion water heater was presented. The $k-{\varepsilon}$ turbulent model was adopted to describe turbulent characteristics and radiative heat transfer was calculated by P-N approximation. Three pulsating conditions equivalent to existing experimental studies were used for analysis. Pulsating pressure was specified at the inlet and outlet of flue tube and numerical procedure using control volume method and pressure boundary condition was presented. It was found that the present mathematical model and numerical method could predict effectively the flow field and heat transfer for the flue tube in pulse combustor.

• 기계저널
• /
• 제23권6호
• /
• pp.427-433
• /
• 1983

내연기관의 성능은 실린더에서 연료의 화학에너지가 열에너지로 얼마만큼 빠르고 완전하게 변화하느냐에 좌우된다. 이를 위해서는 실린더 내에서 뜨거운 압축공기와 연료의 혼합 및 증기화가 요구된다. 엔진의 출력은 매 사이클당 흡입.압축할 수 있는 공기량에 좌우되므로 연소의 해석을 위해서는 실린더 내의 공기유동, 연료의 분무 및 연소과정을 이해 해야한다. 배기와 엔진효율의 요구성때문에 희박 혼합기 또는 EGR (exhaust gas recirculation)이 필요하게 된다. 그러나 희석이 크면 낮은 연소온도, 낮은 층류흐름속도와 화염전면의 낮은 난류강도 때문에 연소기간이 증대하게 된다. 실제로 희박의 증가는 실화 또는 긴 연소 지연기간, 사이클 마다의 연소맥동현상, HC배기의 증가등을 초래하게 된다. 이러한 저온연소의 단점들은 연소상태를 안정시키고 연소량을 증대시키는 공기의 유동을 이용해서 해결 될 수 있다. 최근에는 선회류와 난류의 강도를 증가시켜서 빠른연소(fast burning)를 이루고 있다. 선회류와 난류의 강도를 증대시키는 가장 중요한 2가지 방법은 흡입포트(port), 매니홀드(manifold)설계이다.

• 대한기계학회논문집
• /
• 제11권5호
• /
• pp.846-855
• /
• 1987

본 연구에서는 실용적 설계및 이론해석에 필요한 동적 거동에 관한 현상규명 및 기초자료를 제공하기위해, 기하학적 형상변화에 따른 맥동연소의 안정성 및 흡입공 기량의 측정을 통한당량비의 범위를 관찰하고, 연소실과 배기관, 공기유입관, 연료노 즐실에서의 압력을 각각 동시측정해서 동적거동에 관해 고찰하고, 작동주파수에 관한 간단한 실험식의 확립과 추력성능에 관한 실험을 행했다.

• 대한기계학회논문집
• /
• 제11권2호
• /
• pp.271-278
• /
• 1987

본 논문에서는 공기밸브형 진동연소기에 관한 이해를 더 증진시키기 위해서 기본적인 공기밸브형 진동연소기를 제작해서 압력진동 및 발생되는 소음특성, 작동주 파수, 그리고 연소특성에 관해 실험적 고찰을 행했다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제4권2호
• /
• pp.39-45
• /
• 2000

인공위성의 추력기는 필요한 추력을 발생시키는 장치이며, 추력기 연소실내로 연료를 공급하기 위해 추력기 밸브를 여닫게 된다. 추력기 밸브는 매우 짧은 시간 동안 연료유동을 차단하여 연료공급관내의 압력은 비정상상태가 된다. 이때 연료의 유동 관성력과 관로 재질의 탄성, 그리고 연료 자체의 압축성에 의하여 압력의 맥동현상이 발생하고, 최대압력이 예상치 못할 정도로 높은 경우에는 추력기 밸브 등 연료공급계통의 파손을 유발한다. 본 연구에서는 연료가 연료공급계통을 지날 때 발생되는 압력강하와 그 유동량을 실험적으로 계측하였으며, 추력기 밸브 입구에서의 비정상 유동특성을 계측하여 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 1997년도 제8회 학술강연회논문집
• /
• pp.259-265
• /
• 1997

An analytical study has been peformed to investigate the unsteady ignition characteristics of pulse combustion. In many combustion applications, strain rate of the flow can significantly affect the combustion features; ignition, extinction, and reignition. In the pulse combustion, two jets (hot combustion gases and fresh mixtures) coming from the opposite side of the combustor will collide in the combustor forming a stagnation region where the chemical reaction is suppressed by the strain rate until this becomes below the critical value. In this research, the method of large activation energy asymptotic is adopted with one step irreversible kinetics to examine the ignition response to the periodic variation of the strain rate of flow. The results show the variation of the maximum value of strain rate can determine whether the ignition or extinction occur.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
• /
• 제19권3호
• /
• pp.207-214
• /
• 2002

인공위성 추진시스템의 액체연료(Hydrazine) 비정상유동 해석을 통해 연료공급 시스템내 유압특성이 유도된다. 정상상태 연소의 경우 연료유동량은 일정하나, 추력기밸브가 갑자기 닫히면 배관내 압력은 초기 탱크압력보다 높아진다. 결국 배관내 유압은 비정상상태가 되며, 유압 및 유량은 맥동현상을 보인다. 만약 상승압력이 너무 크게 되면, 추진제(연료)가 폭발분해를 일으키며, 추력기밸브 기능에 손상을 입힐 수 있고, 하이드라진 연료의 초음속 연소현상이 발생할 가능성이 있다. 또한 반사된 충격파로 인해 압력변환기의 감도저하 및 오작동을 유발하기도 한다. 위성의 추진시스템 설계시 비정상연료의 해석이 선행되어야 하며, 본 논문에서는 여러 설계인자에 대한 연료배관내 유압특성을 MOC 유동해석을 통해 제시하였다.

• 설비공학논문집
• /
• 제3권2호
• /
• pp.103-113
• /
• 1991

This paper presents a method for estimating the noise source contribution of a pulse combustion burner in a multiple input system where the input sources may be coherent each other. By coherence function method, it is found that the biggest part of the noise source in the pulse combustion burner is generated by the part of the combustion chamber. This analysis is modeled as three input / single output system because the noise generating mechanism of the pulse combustion burner is very complicated. The coherence function method is proved to be useful tool for the identification of noise source. The overall levels of the radiated source pressure by coherence function method are compared with those measured and calculated by the frequency response function approach. The experimental results have shown a good agreement with the results calculated by the coherence function method when the input sources are coherent strongly each other. The estimation of shield effect by FRF method indicates that significant reduction can be achieved in sound radiation if only transmission path generated by the part of combustion chamber is acoustically shield.

• 대한기계학회논문집
• /
• 제11권6호
• /
• pp.982-990
• /
• 1987

본 연구에서는 참고문헌(12)에서 배제된 머플러와 플래퍼밸브의 운동을 추가 시킴으로써 앞의 모델보다 실제장치에 근접시켜 보다 정확한 열적 및 동적거동을 예측 하고, 또한 컴퓨터 시뮬레이션의 수행시 계산시간을 줄여 정상운전상태의 결과를 얻고 자 한다.