• 항공우주시스템공학회지
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• 제10권4호
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• pp.90-97
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• 2016

항공우주연구원은 천리안위성의 임무를 승계하기 위해 2018년과 2019년 발사를 목표로 정지궤도복합위성 2A와 2B를 개발하고 있다. 정지궤도복합위성은 아리안 V 발사체에 의하여 발사되어 전이궤도(Transfer Orbit)에 전입한 후 여러 번의 액체원지점엔진분사를 통하여 표류궤도에 진입한다. 액체원지점엔진의 분사시기, 분사시간, 각 분사간의 간격 등은 위성이 목표하는 표류궤도에 진입할 수 있도록 선정되고 적용된다. 정지궤도복합위성의 경우 표류궤도 진입을 위하여 4회의 액체원지점엔진 분사를 수행할 계획이다. 본 논문에서는 미리 정의된 제한조건을 고려하고 외부 교란력을 고려하여 정지궤도복합위성의 액체원지점엔진 분사계획을 수립하였다. 여기서는 단일계산(Single Shot) 방식과 반복계산에 의한 최적화 기법, 두 가지 접근을 고려하였다. 최적의 해를 얻기 위해 Focusleop이라고 하는 발사초기임무해석 도구를 적용하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제25권8호
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• pp.1131-1139
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• 2001

Experimental results are presented, which describe the effect of blowing ratio on film cooling from two rows of holes with opposite orientation angles. The inclination angle is fixed at 35°, and the orientation angles are set to be 45°for the downstream row, and -45°for the upstream row. The studied blowing ratios are 0.5, 1.0 and 2.0. The boundary layer temperature distributions are measured using thermocouple at two downstream locations. Detailed adiabatic film cooling effectiveness and heat transfer coefficient distributions are measured with TLC(Thermochromic Liquid Crystal). The adiabatic film cooling effectiveness and heat transfer coefficient distributions are discussed in connection with the injectant behaviors inferred from the boundary layer temperature distributions. Film cooling performance, represented by heat flux is evaluated from the adiabatic film cooling effectiveness and heat transfer coefficient data. The results show that the investigated geometry provides improved film cooling performance at the high blowing ratios of 1.0 and 2.0.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2000년도 춘계학술대회논문집B
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• pp.113-118
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• 2000

Experimental results describing the effects of blowing ratio on film cooling from two rows of holes with opposite orientation angles are presented. The inclination angle was fixed at $35^{\circ}$ and the orientation angles were set to be $45^{\circ}$ for downstream row. and $-45^{\circ}$ for upsream row. The studied blowing ratios were 0.5, 1.0 and 2.0. The boundary layer temperature distributions were measured using thermocouple at two downstream loundary layer temperature distributions were measured using thermocouple at two downstream locations. Detailed adiabatic film cooling effectiveness and heat transfer coefficient distributions were measured with TLC(Thermochromic Liquid Crystal). The adiabatic film cooling effectiveness and heat transfer coefficient distributions are discussed in connection with the injectant behaviors inferred from the boundary layer temperature distributions. Film cooling performance, represented by heat flux was calculated with the adiabatic film cooling effectiveness and heat transfer coefficient data.

• 한국터널지하공간학회 논문집
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• 제23권6호
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• pp.503-516
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• 2021

자율형 초동소화 체계는 복합적 감지 기술 및 화재 위치별 정확한 타격을 위한 분사/제어 기술등에 대한 고도의 기술이 필요하다. 또한, 상황에 따라 유류화재에 대한 대응을 위해 폼(foam) 분사 기능이 포함하여야 한다. 다만, 단일 분사 모니터를 공용으로 사용할 시 청수와 폼(foam) 분사 특성이 상이하므로 정확한 화재 진압을 위해서는 분사궤적 및 거리에 대한 연구가 필요하다. 본 연구에서는 자율형 소화체계 구축을 위해 개발된 분사 모니터를 통한 폼 분사 특성 분석을 위해 실험적 연구와 수치해석적 연구를 복합적으로 수행하였다. 폼 분사에 대한 유동해석을 위해 OpenFOAM 해석 소프트웨어를 사용하여 모델링을 하였으며, 폼 특성은 일반적인으로 사용되고 있는 포소화약제 수성막포를 적용하였다. 폼 형태에 따라 분사압, 분사각에 따른 분사 거리 해석을 수행하였으며, 동시에 분사 실험을 통해 결과에 대한 검증 및 결과를 제시하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제37권12호
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• pp.1079-1089
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• 2013

폐기물을 효과적으로 소각 처리하기 위해, 고형화된 입자를 고속으로 연소시키는 소각로의 유동 특성을 수치해석적으로 조사하였다. 본 연구에서는, 기존 발전소에서 통용되는 선회 유동 유발을 통한 안정적 화염형성 개념과 고에너지 밀도를 갖는 로켓 엔진 연소실의 설계 개념을 복합적으로 적용하였다. 첫단계로, 소각로로 분사되는 연료와 공기의 유동 특성 파악을 위해 1차 연소실에 주 분사기와 보조 분사기를 장착하여 비반응 유동장 수치해석을 수행하였다. 설계 변경 인자로 주 분사기의 편향각, 보조 분사기의 하향각, 두 분사기간 간격을 선정하였다. 이러한 설계 인자의 변경에 따른 선회 유동 형성의 정도를 파악하기 위해 선회수(swirl number)를 평가 인자로 사용하였다. 각각의 설계 인자가 변함에 따라 선회수는 편향각이 증가할수록 선회수가 증가하였으며, 하향각에 따라서는 선회수가 크게 변하지 않았다. 설계 인자에 따라 형성되는 재순환 영역의 크기가 달라지며 이는 선회수의 크기에도 영향을 끼쳤다. 재순환 영역의 크기가 작으면 선회수가 큰 경향성을 보였다. 이러한 수치해석을 통해 활발한 선회 유동을 형성시킬 수 있는 설계 조건을 찾을 수 있었다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제25권8호
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• pp.1122-1130
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• 2001

Film cooling performance from two rows of holes with opposite orientation angles is evaluated in terms of heat flux ratio. The film cooling hole has a fixed inclination angle of 35°and orientation angle of 45°for the downstream row and -45°for the upstream row. Four film cooling hole arrangements including inline and staggered configurations are investigated. The blowing ratio studied was 1.0. Boundary layer temperature distributions are measured to investigate injectant behaviors and mixing characteristics. Detailed distributions of the adiabatic film cooling effectiveness and the heat transfer coefficient are measured using TLC(Thermochromic Liquid Crystal). For the inline configuration, there forms a downwash flow at the downstream hole exit to make the injectant well attach to the wall, which gives high adiabatic film cooling effectiveness and heat transfer coefficient. The evaluation of heat flux ratio shows that the inline configuration gives better film cooling performance with the help of the downwash flow at the downstream hole exits.

• 한국추진공학회지
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• 제2권2호
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• pp.56-63
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• 1998

본 논문에서는 주유동의 난류강도 변화에 따른 복합각도로 분사되는 단일 막냉각홀 주위에서의 국소 열/물질전달계수 특성을 살펴보기 위하여 실험을 수행하였다. 단일 막냉각홀 시편은 평면에 대하여 $30^{\cire}$의 경사각을 가지고 있으며, 횡방향으로는 주유동에 대해 $45^{\cire}$의 각도로 분사하여 복합각도 분사시 주유동의 난류강도 변화에 따른 효과를 살펴보았다. 또한 막냉각제트의 분사율을 0.5에서 2.0까지 변화시켜가며, 주유동의 높은 난류강도조건에서 분사율 변화시 막냉각홀 주위의 열/물질전달특성에 미치는 효과를 살펴보았다. 주유동의 난류강도를 변화시키기 위하여 막냉각홀 상류에 난류발생격자를 설치하였다. 격자를 설치하지 않은 경우, 주유동의 난류강도는 0.5%이며, 난류발생격자의 종류 및 설치위치를 달리하여 난류강도를 3%에서 10%까지 변화시켜가며 실험하였다. 막냉각홀 주위에서 국소적인 열/물질전달계수 값을 얻기 위하여 물질전달 실험방법인 나프탈렌 승화법을 사용하였다. 주유동의 난류강도가 낮은 경우 분사홀 주변에서 막냉각제트 혹은 주유동에 의한 열/물질전달 촉진영역이 뚜렷한 경계를 갖지만, 난류강도가 증가하면서 전 영역에 걸쳐 열/물질전달이 촉진되었으며 주유동과 막냉각제트의 활발한 혼합작용으로 인해 영역의 구분이 점차 소멸되었다. 또한 주유동의 높은 난류강도 효과는 막냉각제트의 분사율이 높은 경우 뚜렷이 나타났다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권2호
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• pp.165-171
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• 2016

정지궤도복합위성은 추력기 분사를 이용하여 자세제어, 궤도 유지, 휠 오프로딩 등을 수행한다. 장착된 추력기 중 1, 2, 3번 추력기는 태양전지판과 같은 축에 장착된다. 이로 인하여 추력기 1, 2, 3번은 플룸 외란의 영향이 크게 발생한다. 그러므로 위성 설계 단계에서 부터 플룸 외란의 영향을 분석해야 한다. 본 논문에서는 정지궤도복합위성의 초기 형상을 이용하여 추력기에서 발생하는 플룸 외란을 계산하는 과정을 기술하고 추력기 조정각에 따른 플룸 외란의 영향을 분석하였다.

• 구강회복응용과학지
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• 제27권2호
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• pp.125-140
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• 2011

보철물을 기능적으로 평가하기 위해 임시 시멘트로 임시 합착을 한 경우 보철물 내면의 잔여 임시 시멘트는 레진 시멘트를 이용한 최종 합착에 있어서 부정적인 영향을 미칠 수 있다. 이에 본 연구는 다양한 임시 시멘트 제거 방법과 임시 시멘트의 잔여 성분이 임플란트 전용 레진 시멘트와 보철물의 유지력에 어떠한 영향을 미치는지를 알아보고자 하였다. 임플란트 지대주는 일반적인 시멘트 유지형 보철물 제작에 사용되는 높이 5.5 mm, 직경 4.5mm, 6도의 축면 경사도와 chamfer 변연을 갖는 기성품(Solid abutment, GSRAS4621, Osstem Implant Co., Busan, Korea)을 사용하였다. 40개의 주조시편을 제작하여 합착 전 70 psi하에 공기입자 분사법을 시행하였고, 10개의 시편을 임시 시멘트의 합착과정 없이 바로 최종 시멘트로 합착하여 대조군으로 설정하였으며 나머지 시편을 각 10개씩 임시 시멘트 제거를 위하여 오렌지 솔벤트를 이용한 군, 초음파 세척을 이용한 군, 공기입자 분사법을 이용한 군으로 나누었다. 임시 시멘트의 합착과 분리 후 제거과정을 거쳐 최종 시멘트로 임플란트 전용 시멘트($Premier^{(R)}$ Implant $Cement^{TM}$, Premier Co., PA, U.S.A.)를 사용하여 최종 합착을 실시하였다. 각 시편은 10분간 5 kg의 하중 하에 합착하였으며 열순환을 거쳐 만능시험기에서 분당 0.5 mm의 속도로 인장접착강도를 측정하였다. 측정이 끝난 뒤 모든 시편을 초음파 세척과 공기입자 분사법, 증기 세척의 과정을 통해 내면의 잔여 성분을 제거하였다. 완전 건조 후 비유지놀계 임시 시멘트를 사용하여 다시 임시 합착, 분리를 거친 후 동일한 실험 과정을 반복하였고 인장접착강도를 측정하여 다음의 결과를 얻었다. 오렌지 솔벤트를 사용한 군이 가장 작은 유지력을 나타냈으며 초음파 세척법을 사용한 군과 공기 입자 분사법을 사용한 군과 비교시 통계적으로 유의한 차이가 있었다(p<0.05). 초음파 세척법을 사용한 군과 공기 입자 분사법을 사용한 군 간의 비교시 통계적으로 유의한 차이가 없었다. 오렌지 솔벤트를 사용한 군은 대조군과 비교시 통계적으로 유의한 차이가 있었으며(p<0.05), 초음파 세척법을 사용한 군과 공기 입자 분사법을 사용한 군은 대조군과 비교시 통계적으로 유의한 차이가 없었다. 임시 시멘트의 유지놀 성분의 유무에 따른 비교시 통계적으로 유의한 차이가 없었다. 이상의 결과로부터 임시 시멘트 제거를 위해 오렌지 솔벤트만을 사용하는 것은 임플란트 전용 시멘트를 사용한 최종 합착시 유지력 감소의 원인이 될 수 있음을 알 수 있었으며, 임플란트 보철물 내면의 임시 시멘트를 효과적으로 제거하기 위한 방법으로 초음파 세척법, 공기 입자 분사법, 또는 이들의 복합적인 사용이 필요함을 알 수 있었다.

• 접착 및 계면
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• 제21권1호
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• pp.27-33
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• 2020

유리섬유강화 복합재료 (GFRC)의 표면거칠기에 따른 에폭시 접착제의 접착강도를 평가하였고 최적의 표면거칠기를 선정하였다. 서로 다른 입자크기의 알루미나 (Al2O3) 입자를 GFRC의 표면에 분사하였고 이를 통하여 서로 다른 표면거칠기를 부여하였다. 표면거칠기를 정량화 하였고 표면거칠기에 따른 표면관찰을 진행하였다. 각 표면거칠기에 따른 접촉각을 측정하였고 이를 통하여 표면에너지를 계산하였으며, 에폭시 접착제와의 접착일을 계산 및 비교하여 접착력을 예측하였다. 단일랩전단 시험을 통해 접착강도를 평가하였고 거칠기에 따라 접착강도가 증가된다는 것을 확인하였다. 박리 후 표면을 관찰해 보았을 때 기지재인 GFRC의 박리 정도가 다른 것을 확인하였고 최종적으로 표면거칠기의 최적조건을 확인할 수 있었다.