• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.04a
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• pp.439-444
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• 2011

Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. has been recently developing the gas turbine engine using the biogas as fuel. This paper describes the non-reacting and reacting flow analysis of the combustor which is one of the main components in gas turbine engine. Through CFD analysis, investigation has been performed to evaluate the primary factors for aerodynamic design and to predict combustor behaviors during operation with various fuel distribution ratios. The calculation results are compared with rig test data, which reveals that CFD predictions such as pressure loss, air distribution ratio, and recirculation flow are quite reliable. The trend of NO formation was similar with the test, except the low fuel distribution ratio.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• v.y2005m4
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• pp.189-193
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• 2005

Thermal effect of finite-rate chemistry on linear combustion stability and film cooling effect are investigated in sample rocket engine. The flow variables required to evaluate stability limits are obtained from CFD data with finite-rate chemistry adopted in three dimensional chamber. Major flow variables are affected appreciably by finite-rate chemistry and thereby, the calculated stability limits are modified. It is found that finite-rate chemistry contributes to stability enhancement in thermal point of view. And film cooling also has the effect of combustion stabilization.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.34 no.2
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• pp.75-81
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• 2006

Thermal effect of finite-rate chemistry on linear combustion stability and film-cooling effect are investigated in sample rocket engines. The flow variables required to evaluate stability limits are obtained from CFD data with finite-rate chemistry adopted in three dimensional chamber. Major flow variables are affected appreciably by finite--rate chemistry and thereby, the calculated stability limits are modified. It is found that finite-rate chemistry contributes to stability enhancement in thermal point of view. And film cooling also has the effect of combustion stabilization.

• Proceedings of the Korea Society for Energy Engineering kosee Conference
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• 1997.10a
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• pp.93-98
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• 1997

도시폐기물의 효율적인 소각 처리를 위해서 폐기물 처리량 50 ton/day의 화격자 소각로를 대상으로 화학반응을 고려하여 연소실 내부의 열유동 현상을 전산모사하였다. 수치해석 프로그램으로 상용코드인 PHOENICS를 사용하여 3차원 모사를 하여 실험으로 파악할 수 없는 연소실 내부의 유동 및 폐기물과 산화제와의 반응을 계산하였다. 건조부, 주연소부, 후연소부에 1차연소용공기, 연료의 분포 및 폐기물의 발열량이 노내 열유동 현상에 미치는 영향을 조사하였다. 1차연소용 공기의 분포에 따라 노내 유동장의 형태에 변화가 있었으며, 벽면에서의 복사열전달을 고려한 경우 2차연소실과 출구근처에서 온도분포가 파일롯트 플랜트 실험결과와 잘 일치하는 r서으로 나타났다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2008.11a
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• pp.449-452
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• 2008

Flow difference between reacting and non-reacting case in a swirl stabilized annular combustor is investigated using 3D Large Eddy Simulation with flamelet turbulent combustion model. The combustor of concern is the LM6000, lean premixed dry low-NOx annular combustor, developed by GEAE. Boundary conditions are based on experimental data. Heat release as a result of combustion put the dilatation of density in primary combustion zone highly increased so that the main swirl stream behind of a swirl cup stretched further downstream than that of non-reacting case. The oval shape of core flow in cross-section to flow direction, which clearly observed in non-reacting case, tends to be circle, and small vorticities in wide range in non-reacting case disappears, but the size of iso-vorticity increase in reacting case.

• Journal of the KSME
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• v.51 no.10
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• pp.44-48
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• 2011

최근 약 10년 동안 마이크로 유체 시스템은 다양한 세포연구에 광범위하게 활용되며 생물학과 의학 분야에 새로운 전기를 가져왔다. 마이크로 유체 시스템 내의 유동현상을 설계하고 연구에 적용하는 일은 기계공학도가 중추적인 역할을 해야 하는 분야이다. 유동장 내에서 관찰되는 세포의 반응은 매우 흥미로울 뿐 아니라 학술적으로 막대한 파급력있는 결과를 가져오기도 한다. 이 글을 통해 전통적인 접근법으로는 성취하기 힘들었던 세포연구들이 마이크로 유체 시스템을 이용하여 어떻게 효과적으로 수행되는지 소개하고자 한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1997.11a
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• pp.17-17
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• 1997

극초음속 여객기와 군사용 항공기에 대한 수요가 증가함에 따라서 새로운 개념의 다양한 추진기관이 연구가 진행되고 개발되어 왔다. 초음속 항공기의 속도 영역은 마하 10-20 정도가 되는데 이 속도 한계를 극복하기 위하여 초음속 연소 램제트 엔진(SCRamjet; Supersonic Combustion Ramjet)이 제안되었다. 스크램 제트를 개발하기 위해서는 연료와 산화제의 혼합 효율 문제, 화염의 안정화 문제, 벽면의 냉각에 관한 문제 등 몇 가지 기본적인 문제들을 해결해야 한다. Univ of Michigan에서 실험한 연소기를 모델로 본 연구에서는 연료와 공기의 혼합에 관한 수치 연구를 수행하였다. 다원 혼합기체에 관한 축대칭 Navier-Stokes 방정식을 지배 방정식을 이용하였고 비평형 화학반응식을 고려하였다. 공간 차분에는 유한 체적법을 이용하였다. 대류 플럭스 항은 Roe의 Upwind FDS 기법을 사용하여 차분하였고 점성항에는 중심 차분법을 이용하였다. 시간 적분법으로는 근사 자코비안과 LU분할 기법을 이용한 완전 내재적 방법이 쓰였다. 난류 모델로는 Mentor에 의해 제안된 2 방정식 k-$\varepsilon$/k-$\omega$ 혼합모델을 사용하였다. 유동장이 실험에서의 찍은 사진과 유사한 모습의 충격파 간섭을 수치 모사하였고 수소가 확산되는 모습과 함께 노즐 lip 주위의 재순환 영역에 대해서 살펴볼 수 있었다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2003.05a
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• pp.244-245
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• 2003

고체나 액체 추진로켓에 비하여 하이브리드 추진 시스템은 작동조건의 안정성과 안전함등의 많은 장점을 가지고 있다. HTPB와 같은 고체연료는 제작 및 저장, 운송 그리고 장착상의 안정성을 가지고 있으며 하이브리드 로켓의 고체연료로의 산화제의 유입을 제어하면서 추력의 변화와 엔진내부의 연소중단과 재 점화를 용이하게 할 수 있다. 이러한 이유로 인하여 하이브리드 엔진은 좀 더 경제적인 장치로 기대를 모으고 있다. 그러나, 기존의 하이브리드 로켓 엔진은 고체 추진 로켓에 비하여 낮은 연료 regression 율과 연소효율을 가지는 단점이 있다. 이러한 단점을 해결하고 요구되어지는 추력값과 연료유량을 증가시키기 위하여 고체연료의 표면적을 증가시킬 필요가 있다. 기존의 하이브리드 엔진에서는 연료 그레인에 다수의 연소포트를 만들어 표면적을 증가시켰으나 이는 비 활용 공간의 증가와 추진제의 질량 및 체적분율의 상당한 감소를 초래한다. 지난 수십년간에 걸쳐 하이브리드 엔진에서 연료의 regression 특성 및 엔진 성능 향상을 위한 연구가 계속되어 왔으며 최근에 엔진의 체적 규제를 경감시키고 연료의 regression율을 향상시키기 위하여 선회유동을 이용하는 하이브리드 로켓 엔진들이 제안되고 있다. 이러한 선회유동을 가지는 하이브리드 로켓은 고체연료 그레인에 대하여 평행하게 유입되는 기존의 하이브리드 로켓에 비하여 고체연료 벽면에서의 대류열전달이 현저하게 증가하게 되어 아주 높은 고체연료의 regression율을 얻을 수 있는 이점이 있다. 선회유동 하이브리드 로켓의 연소과정은 고체 연료의 열분해과정, 대류 열전달, 난류 혼합, 난류와 화학반응의 상호작용, soot의 생성 및 산화과정, soot 입자 및 연소가스에 의한 복사 열전달, 연소장과 음향장의 상호작용 등의 복잡한 물리적 과정을 포함하고 있다. 이러한 물리적 과정 중 난류연소, 고체연료 벽면 근방에서의 대류 열전달 및 연소과정에서 생성되는 soot 입자로부터의 복사 열전달, 그리고 고체연료 열 분해시 표면반응들은 고체연료의 regression율에 큰 영향을 미친다. 특히 고체연료의 난류화염면의 위치와 폭, 그리고 비 예혼합 난류화염장에서 생성되는 soot의 체적분율의 예측은 난류연소모델, 열전달 모델, 그리고 regression율 모델에 의해 크게 영향을 받기 때문에 수치모델의 예측 능력 향상시키기 위하여 이러한 물리적 과정을 정확히 모델링해야 할 필요가 있다. 특히 vortex hybrid rocket내의 난류연소과정은 아래와 같은 Laminar Flamelet Model에 의해 모델링 하였다. 상세 화학반응 과정을 고려한 혼합분율 공간에서의 화염편의 화학종 및 에너지 보존 방정식은 다음과 같다. 화염편 방정식과 혼합분률과 scalar dissipation rate의 관계식을 이용하여 혼합분률과 scalar dissipation rate에 따른 모든 reactive scalar들을 구하게 된다. 이러한 화염편 방정식들을 mixture fraction space에서 이산화시켜서 얻은 비선형 대수방정식은 TWOPNT(Grcar, 1992)로 계산돼 flamelet Library에 저장되게 된다. 저장된 laminar flamelet library를 이용하여 난류화염장의 열역학 상태량 평균치는 presumed PDF approach에 의해 구해진다. 본 연구에서는 강한 선회유동을 가지는 Hybrid Rocket 연소장내의 난류와 화학반응의 상호작용을 분석하기 위하여 Laminar Flamelet Model, 화학평형모델, 그리고 Eddy Dissipation Model을 이용한 수치해석결과를 체계적으로 비교하였다. 또한 Laminar Flamelet Model과 state-of-art 물리모델들을 이용하여 선회 유동을 갖는 하이브리드 로켓 엔진의 연소 및 Soot 생성 및 산화과정을 살펴보았으며 복사 열전달이 고체 연료 표면의 regression율에 미치는 영향도 살펴보았다. 특히 swirl강도, 산화제의 유입위치 그리고 선회유동의 형성방식이 하이브리드 로켓의 연소특성 및 regression rate에 미치는 영향을 상세히 해석하였다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.1 no.1
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• pp.8-23
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• 1997

Steady and unsteady numerical simulations are conducted for the comparison with the experiments performed to investigate the ram accelerator flow field by using an expansion tube facility in Stanford University. Wavier-Stokes equations for chemically reacting flows are analyzed by fully implicit and time accurate numerical methods with Jachimowski's detailed chemistry model for hydrogen-air combustion involving 9 species and 19 reaction steps. Although the steady state numerical simulation shows a good agreement with the experimental schlieren and OH PLIF images for the case of $2H_2$＋$O_2$＋$17N_2$ fails in reproducing the combustion region behind the shock intersection point shown in the case of $2H_2$＋$O_2$＋$12N_2$ mixture. Therefore, an unsteady numerical simulation is conducted for this case and the result shows all the detailed flow stabilization process. From the result of unsteady numerical simulation, the experimental result seems to be an instantaneous state during the flow stabilization process. The combustion behind the shock intersection point is the result of a normal detonation formed by the intersection of strong oblique shocks that exist at early stage of the stabilization process. At final stage, the combustion region behind the shock intersection point disappears and the steady state result is retained. The time required for stabilization of the reacting flow in the model ram accelerator is found to be very long in comparison with the experimental test time.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.38 no.1
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• pp.64-72
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• 2010

Due to the interaction between main oxidizer flow and the wall injected flow resulting from the regression process, a specific time characteristics identified in the frequency spectrum of streamwise velocity is generated in the hybrid rocket motor. In order to understand the response of the turbulent flow to two different types of external momentum forcing, LES analysis was conducted without considering the combustion. It turns out that both concentrated and distributed forcings do not lead to the disastrous resonance phenomenon. Energy contents are enhanced due to the added momentum but the peak frequency was not modified in the turbulent flow near the end of the rocket motor. Natural frequency of the flow system should be taken into account to further pursue the instability issue by using external forcing.