• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1997.04a
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• pp.13-23
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• 1997

액체 로켓 추진기관의 개발에 가장 큰 장애요인은 연소불안정 현상이다. 연소불안정이 생기는 원인과 연소실내 음향효과에 따른 분류를 행하고 액체 로켓 추진기관 개발에서 발생하였던 연소 불안정 현상을 추진제 종류와 특성에 따라 살펴보았다. 또한 추진기관의 연소 안정성을 보장하기 위한 성능확인 시험과 연소 불안정을 억제하는 능동적, 수동적 방법에 관하여 기술하였다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.12 no.4
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• pp.63-77
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• 2008

This paper described the general concept of combustion instability and its mechanism in gas turbine engines. The approaching method to study this phenomenon was introduced including the up-to-date research activity in tile world. Combustion instability is one of critical problems, still now, affecting engine performance, durability and operation. In addition it is known that this problem is caused by coupling between fuel or air flow fluctuation and heat release rate in gas turbine engines, which is related with NOx reduction strategies. Therefore, in order to understand the current status of combustion instability we reviewed the combustion instability phenomenon in gas turbine engines.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.11 no.1
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• pp.71-84
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• 2007

The review of the liquid propellant rocket engine is presented. The combustion instabilities which were discovered on solid and liquid propellant rocket engines in 1930, have occurred on propulsion devices, such as gas turbine, ramjet, scramjet and rocket, and thus a study on the combustion instability became necessary. However, this problem has not been solved yet. Therefore, we investigated causes and mechanisms of the combustion instability and surveyed the efforts of solving combustion instability in various countries for developing stable liquid propellant rocket engines.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.47-53
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• 2017

One of the most common causes of failure of space launch vehicles is combustion instability. Combustion instability is a phenomenon that the pressure perturbation inside the combustion chamber is greatly amplified due to the interaction of the pressure perturbation inside the combustion chamber and the heat release perturbation. When this phenomenon becomes worse, an engine failure or launch vehicle crash occurs. In order to predict and avoid such combustion instability, understanding of the phenomenon is indispensable, and numerical, theoretical, and experimental approaches to combustion instability have been carried out worldwidely.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.10a
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• pp.8-8
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• 1998

액체 추진제를 사용하는 연소기관내의 연소 불안정 현상에 대하여 수치적인 해석을 수행하였다 비정상 다차원 다상 유동장에 대한 Eulerian-Lagrangian 방법에 기반을 두고 수학적으로 모델 하였으며 속도-압력-밀도에 대한 결합메커니즘은 개선된 PISO 알고리즘을 사용하여 처리하였다. 연소실의 기하학적 형상 및 추진제의 분무조건이 액체 연료 추진기관의 연소 불안정 현상에 미치는 영향을 체계적으로 해석하였으며 액체 추진제의 증발 특성이 연소 불안정 현상의 Driving Mechanism에 미치는 영향을 상세히 분석하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.36 no.7
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• pp.695-702
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• 2008

Flow instability in the rocket turbo pump systems can be caused by various elements such as valve, orifice and venturi and etc. The formation of cavitation specially in the propellant feeding system can trigger the mass flow and pressure oscillation due to cyclic formation and depletion of cavitations. If the cryogenic propellant are used, which is very sensitive to temperature variation, the change of propellant properties due to thermodynamic effect should be accounted for in the flow analysis. This study focuses on the formation of cryogenic cavitation adopting MUSHY IDM model suggested by Shyy and coworkers. Also, the flow instability is investigated with developed numerical code in the downstream of orifice flow. To this end, three different orifices are selected and investigated by the numerical calculation.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.11a
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• pp.1-2
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• 2000

액체 추진제 로켓 엔진의 연소 불안정은 주요 설계인자이며 로켓 엔진 개발의 주된 장애요인이다, 하지만 연소 불안정은 구동 메커니즘 및 연소와 관련된 물리 현상에 대한 연구 부족으로 주로 경험적 방법 흑은 시행착오를 거쳐 해결해 왔다. 이론적 방법은 수식화 과정과 그 적용에 있어 불합리한 가정과 근사화 과정을 사용하기 때문에 치명적인 한계를 갖는다. 그리고 수치적 방법은 연소 불안정 관련 현상의 세부 모델링 과정에 문제가 있다.(중략)

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.10a
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• pp.1-1
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• 1998

로켓엔진 추력발생용으로 광범위하게 사용되는 액체추진제는 고성능, 대용량의 액체추진제 로켓엔진에서는 필연적으로 고주파 연소불안정의 문제를 수반하며, 이 연소불안정의 정도는 연소성능과 더불어 엔진개발의 성패를 좌우하는 중요한 여건이 된다. 따라서 안정한 로켓의 비행을 보장하기 위해서는 연소불안정의 문제가 선결되어야 한다. 연소불안정의 기본 메커니즘은 연소기에서 발생하는 압력섭동에 반응하여 불안정한 음향에너지를 되먹임하는 연소과정으로 설명된다. 연소불안정 현상이 발견된 이후 실험 및 이론적 접근에 의해 이와 같은 연소불안정 메커니즘 및 예측에 대한 체계적인 연구가 이루어져 왔으며, 현재까지의 다양한 고주파 연소불안정 예측방법 중에서 음향 및 기화 응답함수를 이용하는 방법은 직관적 고찰에 의존하는 단순한 연소모델을 적용하며 주로 음향적 섭동에 의한 연소의 반응을 연소안정성 평가의 파라메터로 사용한다. 이와 같은 음향적인 예측방법은 연소불안정 현상을 이론적으로 전개하므로 경제적으로 각종 설계변수에 대한 연소불안정의 변화를 구분할 수 있는 장점이 있어 성능 및 호환설계와 병행하여 로켓엔진 연소실의 초기 안정성 설계방법으로 주로 사용된다.

• Proceedings of the KIEE Conference
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• 2002.11b
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• pp.164-166
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• 2002

발전기 주변의 선로에서 사고가 발생하였을 때, 발전기의 출력이 선로를 통해서 흐르지 못해 그 결과 과도불안정현상이 생길 수 있다. 이러한 과도불 안정현상을 막기 위한 SPS가 설치, 운영되고 있는데 그 알고리즘의 하나로서 동면적법을 기반으로 한 알고리즘을 구현하였다. 대상 발전기군을 하나의 등가 발전기로 모델링 한 다음, 유효전력과 무효전력 출력의 측정값을 이용해서 계산을 통해 위상각-출력 곡선을 구하였다. 그런 다음 현재의 운동에너지와 안정도 한계값인 임계에너지의 값을 비교하여 안정도를 판별하고, 만일 불안정한 경우 필요한 발전기의 탈락량을 계산하였다. 이 알고리즘을 6기 5모선 계통에서 모의하여 결과를 검증하였다.

• The Journal of the Acoustical Society of Korea
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• v.15 no.4
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• pp.105-112
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• 1996

A linear acoustic analysis for baffled rocket combustion chambers has been developed. This study provides the comprehensive theoretical background for the baffle as one of the stabilizing devices in a liquid rocket propulsion system. Several specific effects of baffles are presented as mechanisms by which baffles eliminate instability. Included are longitudinalization of transverse waves inside baffle compartments, severe restriction of velocity fluctuations near the injector face, and decreased normal mode frequency of the chamber.