• 방사성폐기물학회지
• /
• 제9권3호
• /
• pp.161-167
• /
• 2011

사용후핵연료 운반용기 표면온도가 $85^{\circ}C$를 초과할 경우, 대인용 보호막(Personnel Barrier) 또는 운반용 덮개(Transport Hood)를 설치하여 운반 중 운반용기 표면에 사람이 직접 접근할 수 없도록 하여야 한다. 운반용 덮개가 설치된 경우, 열적 안전성 평가의 한 가지 경우인 정상조건 열해석 시, 외부환경 경계조건(환경온도 및 외부복사온도)으로 적용하기 위해서 운반용 덮개 내부 열 환경 조건(내부 공기온도 및 운반용 덮개 표면온도)을 계산해야 한다. 따라서 본 연구에서는 운반용 덮개 내부 공기온도 및 표면온도를 계산하기 위한 해석적 방법 및 열전달 특성에 대한 분석을 수행하였고 CFD 해석 결과와 비교를 통해 타당성을 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제31권4호
• /
• pp.76-81
• /
• 2003

Kerosene/LOX를 추진제로 사용하는 액체로켓의 추력실에서 발생하는 열유속을 측정하기 위하여 calorimetric combustion chamber를 제작하여 연소실험을 수행하였다. 본 실험에 사용된 calorimetric combustion chamber는 연소실 및 노즐 부분이 각각 하나의 구역으로 제작되었으며, 각각의 구역에서 발생하는 열유속을 측정하기 위하여 냉각제의 출구에 열전대를 설치하였다. 실험은 O/F ratio 2.0에서 연소압 100psi에서 300psi까지 수행하였다. 본 실험에서 연소실에서 복사 열전달은 고려하지 않았다. 측정된 열유속은 연소압에 다라 거의 선형적인 변화를 보였다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제6권4호
• /
• pp.25-35
• /
• 2002

본 연구에서는 액체로켓의 엔진조건에 부합하는 재생냉각 시스템을 설계하는 방법을 다루었다. 정상상태에서 로켓 추력실에서의 열전달 과정은 연소가스로부터 벽면으로 대류와 복사가 이루어지고, 다시 연소실 벽을 통해 전도된 후 마지막으로 냉각제로 대류열전달 된다. criterial method와 integral method를 이용하여 열전달량을 구하고, 이를 이용하여 냉각채널을 설계하였으며, 러시아 냉각 시스템 설계 코드의 결과와 비교하였다. 복잡한 설계과정을 정형화된 logic을 구현하여 냉각 시스템 설계를 용이하게 하였으며, 설계변수를 변화시켜 얻어진 계산결과를 통하여 각 인자의 영향을 정성적으로 살펴보았다.

• 에너지공학
• /
• 제12권1호
• /
• pp.11-16
• /
• 2003

지상 정적 상태에 있는 항공기내 연료온도의 변화가 유한차분식에 의하여 해석되었다. 수정 Dufort-Frankel 기법의 explicit 방법에 의해 수치계산이 수행되었다. 항공기는 지상 정적상태에서 1% hot day 대기조건에 따른 태양의 복사 및 바람의 속도와 함께 반복되는 일일주기의 공기온도에 노출되어 있다고 가정되었다. 항공기는 난류유동장내에 있는 것으로 가정되었다. 항공기 표면과 외부대기사이의 열전달을 계산하기 위하여 Eckert에 의해 제안된 평판위의 난류 열전달계수가 사용되었다. 본 해석에 사용된 지배방정식은 연료에 대한 에너지방정식이다. 본 해석으로부터, 주익탱크의 연료온도가 다른 탱크들 가운데 가장 높게 나타났으며 온도변화율 또한 가장 크게 나타났다. 본 온도해석에 대한 결과는 여러 비행임무에 있어서 항공기내의 연료온도 변화 해석을 위한 초기치로서 사용될 수 있다. 또한, 본 해석방법은 항공기 열에너지 관리시스템의 해석 및 설계에 사용될 수 있다.

• 대한기계학회논문집B
• /
• 제20권1호
• /
• pp.346-358
• /
• 1996

A finite volume radiation solution method was applied to a non- orthogonal coordinate system for the analysis of radiative-convective heat transfer about a circular cylinder in crossflow. The crossflow Reynolds number based on the cylinder radius was 20, and the fluid Prandtl number was 0.7. The radiative heat transfer coupled with convection was reasonably predicted by the finite volume radiation solution method. The investigation includes the effects of conduction- to-radiation parameter, optical thickness, scattering albedo and cylinder wall-emissivity on heat transfer about the cylinder. As the conduction- to-radiation parameter decreases, the radiative heat transfer rate increases and conduction rate as well due to the increase in temperature gradient on the cylinder wall which is caused by radiation enhancement. With an increase in the optical thickness, the Nusselt number increases significantly and the temperature gradient shows similar behavior. Though the radiative heat transfer increases with the scattering albedo, the total heat transfer decreases. This is because the decrease in the conduction heat transfer exceeds the increase in the radiation heat transfer. As the wall- emissivity increases, the radiation absorbed in the vicinity of the cylinder wall increases and thereby the total heat transfer increases, even though the conduction heat transfer decreases.

• 대한기계학회논문집
• /
• 제17권5호
• /
• pp.1237-1245
• /
• 1993

본 연구에서는 그 동안 본 실험실에서 태양열 집열기용으로 개발한 에탄올 열파이프를 집열판에 설치하여 집열기 모델을 설계 제작하였다. 그리고 실제 태양 복사하에서 집열기의 집열과 열이송과정에 대한 특성을 검토함으로써 열파이프의 적 응성을 확인하였다. 특히 열파이프의 시동 및 작동상태, 집열판내의 열유동과정 그리고 집열기의 집열효율에 관하여 고찰하였다.

• 한국화재소방학회논문지
• /
• 제28권4호
• /
• pp.97-103
• /
• 2014

소방보호복은 고열유속에 의한 화상방지를 위해 3층 이상의 복합소재로 구성되어 있으며, 각 소재 사이는 공기 간극이 존재한다. 화재에 의한 고열유속 노출 시 공기 간극 내에서의 열전달은 대류와 복사에 의해 주로 발생하며, 그로 인해 간극의 크기에 따라서 비선형 특징의 열 저항 크기를 갖게 된다. 그러므로 본 연구에서는 보호복 소재 사이의 여러 가지 공기 간극(0~7 mm)에 대한 보호복의 열 보호성능을 자세히 파악하기 위한 실험을 수행하였다. 복사 열 유속 입사시에 시간에 따른 각 소재의 온도 변화뿐만 아니라, 열 보호성능을 가장 효과적으로 나타낼 수 있는 지표(Radiant Protective Performance, RPP) 값의 공기간극에 대한 변화 특성을 파악하였다. 공기간극이 증가할수록 단열효과가 커짐으로 인해 후면의 온도는 낮아지고, RPP는 커짐을 확인할 수 있었다. 특히 일정 열유속 조건에서 공기간극에 대한 RPP 값은 선형적인 특성을 나타내었고, 그러한 결과를 바탕으로 다양한 입사 열유속 및 공기 간극 조건에 대해 비교적 간단한 형태의 RPP 지표 예측 식을 제안하였고, 좋은 예측 결과를 얻을 수 있었다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
• /
• 제23권2호
• /
• pp.153-160
• /
• 2006

이 논문에서는 적외선 우주관측을 위한 냉각시스템 시험모델(PSICS, Protomodel Space Infrared Cryogenic System)의 설계를 위해 수행된 열해석 및 열설계 내용을 논의한다. 이 냉각시스템은 장래 진행될 위성 탑제용 적외선 우주 망원경의 냉각시스템 계발을 위한 예비연구를 위한 시스템이며, 테스트는 지상에서의 관측을 통해 수행된다. 냉각목표 온도는 80K이고, 80K에서 500mW의 냉각능력을 갖는 스터링 냉동기 1대가 냉각에 사용된다. 저열침입과 열부하의 바른 예측을 위해 냉각시스템의 전도, 복사 등의 각 열전달 모드에 대해 열부하를 산출하였고, 총 열부하는 복사열 차단 정도에 따라 $42{\sim}149mW$임을 알았다. 또한 냉각박스 표면의 온도분포는 0.12K 이하의 균일한 온도분포로 유지될 수 있음을 알았다. 이를 통해 80K에서 500mW의 냉동기를 이용하여 충분히 냉각시킬 수 있음을 확인하였다.

• 한국시뮬레이션학회논문지
• /
• 제27권2호
• /
• pp.25-33
• /
• 2018

군용 장비 개발 시 운용자가 안정적인 환경에서 운용할 수 있도록 온도조건을 고려하여 설계하여야 한다. 각종 군용 장비를 보관하는 쉘터는 다양한 환경에서 운용되고 있다. 시험장비 및 수리부속품의 저장온도 및 운용 요구조건은 $-32^{\circ}C{\sim}50^{\circ}C$로 쉘터 내부는 저장온도 및 운용 요구조건을 충족할 수 있도록 설계되어야 한다. 본 연구에서는 MIL-STD-810G의 기준을 고려하여 고온 및 태양열 조건에서 군에서 운용중인 2.5톤의 군용쉘터의 열해석을 수행하였다. 열해석은 열저항 및 열회로개념을 활용하여 적용하였으며 해석결과를 검증하기 위해 실제 제작된 군용쉘터에 대한 태양열 시험을 실시하여 결과를 비교하여 제시하였다.

• 한국전산구조공학회논문집
• /
• 제33권6호
• /
• pp.375-382
• /
• 2020

적외선 유도 무기 체계의 발달로 항공기의 생존성은 지속적으로 위협받고 있으며, 항공기의 생존성을 향상시키기 위한 적외선 스텔스 기술 관련 연구가 진행되고 있다. 본 논문에서는 적외선 유도 미사일이 항공기와 배경 간의 대비 신호를 탐지하는 것에 주목하여 비행 조건에 따른 항공기의 최적 적외선 신호를 분석하고자 하였다. 이를 위해 항공기의 비행 조건을 고려하여 유동 해석과 대류, 전도, 복사 3차원 열전달 해석을 수행하였고, 동체 표면 온도를 도출하여 항공기 주변 유동 특성을 기반으로 항공기의 적외선 신호를 분석하였다. 더 나아가, 비행 조건 별로 최적 적외선 신호를 갖기 위한 최적 방사율을 도출하였고, 비행 조건 별로 최적 방사율을 동체 표면에 적용했을 때 적외선 신호 저감 효과를 분석하였다.