• Proceedings of the Korean Institute of Surface Engineering Conference
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• 2015.11a
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• pp.354-354
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• 2015

코팅 층과 소지 사이의 접합력 평가를 위하여 박리 시험법(Peel Off Test), 블리스터 시험법(Blister Test), 압입균열 시험법(Indentation Test), 직접 인장 시험법(Direct Full Off Test), 스카치 테이프 시험법(Scotch Tape Test), 그리고 스크래치 시험법(Scratch Test) 등이 사용되어 왔다. 이 중 박리 시험법과 스카치 테이프 시험법이 산업계에서 일반적으로 사용되고 있다. 전자 산업계에서 많이 사용되고 있는 박리시험법은 금속박막과 절연체 기판 사이의 접합력을 간단하게 측정할 수 있으며, 실험값의 재현성이 뛰어난 장점이 있다. 또한, 측정하는 동안 만들어지는 박리 곡선(Peel Curve)로부터 분석의 신뢰성 여부를 확인할 수 있다. 이러한 장점에도 불구하고 박리 시험법 특성 상 금속 코팅층의 강도가 금속 피막/기판간 접합 강도를 초과하여야 하기 때문에 수백 nm 이하의 박막의 접합력 측정에는 적용하기가 어렵다. 이에 반하여, 스카치 테이프 분석법은 일정길이의 접착 테이프를 박막 표면에 붙인 후 다시 떼어내면서 접착력을 평가하는 방법으로, 박막의 접합력 평가에 적용이 가능하다. 그러나 이 방법은 합격 불합격 여부를 판정하는 정성적인 방법으로 정량평가가 어렵다. 또한, 박막에 접착 테이프를 붙일때의 압력, 테이프를 박리할 때의 각도 및 속도를 일정하게 제어하기가 쉽지 않아 결과의 신뢰성이 높지 않다. 스크래치 테스트는 탐사침(Stylus)을 이용하여 박막의 표면에 하중을 증가시키면서 기판을 이동하여, 피막의 균열이나 박리될 때의 임계 하중값 (Critical Load; Lc)을 측정하는 방법이다. 이 방법은 시편 준비가 쉽고 간단하여 빠른 분석이 가능하고, 수백 nm 이하의 박막에도 적용 가능하다. 또한, 접합력을 정량화 할 수 있기 때문에 변수에 따른 접합력 비교가 용이하다는 장점이 있다. 이와 같은 분석적 장점에도 불구하고, 스크래치 시험을 통한 접합력 측정 방법은 아직까진 산업적으로 널리 활용되지 못하고 있다. 따라서, 본 연구에서는 스크래치 테스트의 원리 및 이론에 대하여 간략히 알아보고, 스크래치 분석을 이용한 접합력 비교에 대한 실제 사례들을 소개하고자 하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.46 no.1
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• pp.10-17
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• 2018

The size of commercial wind turbines has been increased. Generally, the pitch control is used to increase the efficiency of wind turbine. However, the pitch control has difficulty to control the local unsteady flow control which makes fatigue load and decreases the efficiency. In this research, Synthetic Jet Actuators(SJAs) are manufactured and applied into a wing section to delay flow separation and increase aerodynamic performances. The SJAs as a kind of zero-net mass-flux actuators injects and removes fluid through a small orifice with a given frequency. The SJA modules actuated by piezoelectric disks are manufactured and the aerodynamic performances are measured according to the shape of the orifice and the velocity of the jets through the wind tunnel test. It is confirmed that as the velocity of the jets are increased using rectangular shape orifice, drag force is decreased and lift force in increased.

• Journal of the Korean Society of Marine Environment & Safety
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• v.24 no.1
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• pp.92-100
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• 2018

Vortical systems are considered a main feature to sustain turbulence in a boundary layer through interaction. Such turbulent structures result in frictional drag and erosion or vibration in engineering applications. Research for controlling turbulent flow has been actively carried out, but in order to show the effect of vortices in a turbulent boundary layer, it is necessary to clarify the mechanism by which turbulent energy is transferred. For this purpose, it is convenient to demonstrate and capture phenomena in a laminar boundary layer. Therefore, in this study, the interactions of disturbed flow around a hemisphere on a flat plate in laminar flow were analyzed. In other words, a street of hairpin vortices was generated following a wake region formed after flow separation occurred over a hemisphere. Necklace vortices surrounding the hemisphere also appeared due to a strong adverse pressure gradient that brought high momentum fluid into the wake region thereby leading to an increase in the frequency of hairpin vortices. To mitigate the effect of these necklace vortices, local suction control was applied through a hole in front of the hemisphere. Flow visualization was recorded to qualitatively determine flow modifications, and hot-film measurements quantitatively supported conclusions on how much the power of the hairpin vortices was reduced by local wall suction.

• Proceedings of the Korean Nuclear Society Conference
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• 1996.05c
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• pp.311-316
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• 1996

제어봉이탈사고시의 핵연료봉 거동을 연구로에서의 반응도사고 모사실험 결과와 기존의 핵연료 손상기준을 비교하여 분석하였다. 반응도사고시 고연소도 핵연료의 손상은 주로 PCMI 기구로 발생하는데, 고연소도에서의 피복관의 부식 및 수소화 그리고 방사선조사에 의한 연성감소와 산화층 박리로 인한 수소화합물의 국부적인 집중화로 인한 피복관의 현저한 연성감소가 주요 원인이었다. 기존의 핵연료 손상 기준에서 DNB가 일어날때 핵연료 손상이 발생한다는 가정은 낮은 핵연료엔탈피에서 핵연료 손상이 일어나는 것과 동일함을 확인하였으며, 현재까지 발표된 실험자료와 핵연료손상기구의 분석을 통해 연소도에 따른 반응도사고시의 핵연료손상기준을 예비적으로 유도하였다. 핵연료손상은 낮은 연소도에는 DNB로 발생하고 고연소도에서는 PCMI로 발생할수 있기 때문에, 과도상태에서의 고연소도 핵연료의 건전성 유지를 위해서는 피복관 산화층의 박리로 인한 수소화합물의 집중화로 피복관의 연성이 감소되는 것을 방지할 필요가 있다.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2012.04a
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• pp.77-80
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• 2012

초음속 흡입구는 설계점에서 안정적으로 작동하지만 설계점 밖에서는 엔진성능이 급격히 감소하거나 층 격파 불안정 문제가 발생할 수 있다. 초음속 흡입구의 일반적인 특성을 파악하기 위해 2단 꺾임각을 갖는 외부 압축식 2차원 흡입구를 설계하고 EDISON_열유체 시스템을 이용하여 최종적으로 설계 마하수 2.5에서 작동하는 형상을 얻었다. 그러나 설계 마하수 이하의 영역에서는 충격파-경계층, 충격파간 상호작용으로 인해 유동에서 박리가 발생하고 최종적으로 흡입구 목을 질식시켜 아임계 상태로 천이된다. 이를 해결하기 위해 유동 제어 방법 중 하나인 bleeding을 이용하여 경계층을 제거하거나 유동의 박리를 방지하여 충격파를 cowl lip 전방에 안정하게 고정시킬 수 있었으며, 결과적으로 목적하였던 마하수 2.0에서 2.5에 이르는 작동 영역에서 강건하게 운용될 수 있는 초음속 흡입구를 설계하였다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.7 no.4
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• pp.33-38
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• 2003

The Physics of the Plume-induced shock and separation Particularly at a high Plume to exit pressure ratio and supersonic speeds up to Mach 3.0 with and without a passive control method, porous extension, were studied using computational techniques. Mass-averaged Navier-Stokes equations with the RNG $\kappa$-$\varepsilon$ turbulence model were solved using a fully implicit finite volume scheme and a 4-stage Runge-Kutta method. The control methodology for plume-afterbody interactions is to use a perforated wall attached at either the nozzle exit or the edge of the missile base. The Effect of porous wall length on plume interference is also investigated The computational results show the main effect of the porous extension on plume-afterbody interactions is to restrain the plume from strongly underexpanding during a change in flight conditions. With control, a change in porous extension length has no significant effect rut plume interference.

• Proceedings of KOSOMES biannual meeting
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• 2006.11a
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• pp.65-69
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• 2006

The flow around a foil with water jet was investigated using the two-frame PIV(CACTUS 3.1) system. After separation, unsteady recirculation & reattachment region was shown a result at reading edge. Separation area was decreased to 1/3 more by waterjet system with coanda effect. Angle of attack and water jet velocity was a variable in the experiment. Each parameters was controlled to $0^{\circ}\sim35^{\circ}$ and $0[m/s]\sim9.2[m/s]$. The separation of flow appearanced at first when the angle of attack is $17^{\circ}\sim18^{\circ}$, However, according to grew up of velocity, beginning of the separation was delayed. In this experiment, vortex and separation region was disappeared by blown when each parameters are low level, and separation controlled more certainly.

• Proceedings of the KSME Conference
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• 2005.11a
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• pp.73.1-73.1
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• 2005

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.04a
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• pp.211-214
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• 2011

In the present work, a computational study was conducted to investigate characteristic of lateral force on the flow fields inside the propulsion nozzle with step. The unsteady, compressible, axisymmetric, Navier-Stocks equations with SST k-${\omega}$ turbulence model are solved using a fully implicit finite volume scheme. In order to simulate the shut-down process of the engine, NPR is varied from 100.0 to 10.0. It is observed that the separation point and Mach-disk strongly depend on the variation of NPR, and adjusting the step lead to significantly different characteristics in the lateral forces.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2003.05a
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• pp.45-48
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• 2003

The plume interference is a complex phenomenon, consisting of plume-induced boundary layer separation, separated shear layer, multiple shock waves, and their interactions. The base knowledge of plume interference effect on powered missiles and flight vehicles is not yet adequate to get an overall insight of the flow physics in plume-freestream flow field. Computational studies are performed to better understand the flow physics of the plume-induced shock and separation for Simple, Rounded, Porous-extension test model configurations. The present study simulates highly underexpanded exhaust plume effect on missile body at the transoni $c^ersonic speeds. In order to investigate the plume-induced separation phenomenon, Simple, Rounded and Porous-extension plate are attacked to the missile afterbody. The computational result shows that the rounded afterbody and the porous-extension wall attached at the missile base can alleviate the plume-induced shock wave and separation phenomenon and improve the control of the missile body.dy.