• 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.

• The Proceedings of the Korean Institute of Illuminating and Electrical Installation Engineers
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• v.7 no.5
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• pp.60-68
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• 1993

본 연구에서는 Colby 등이 제안한 PWM 인버터의 등가회로를 이용하여 PWM 인버터의 스위칭 지연시간이 유도전동기 구동시스템의 불안정현상에 미치는 영향을 다루었다.Colby 등이 제안한 등가회로는 유도전동기 구동시스템의 불안정현상의 해석에 매우 효과적이었으며, PWM 인버터의 스위칭 지연시간은 유도전동기 구동시스템의 1차측 저항의 증가에 영향을 미치게 되지만 유도전동기의 안정운전이 이루어지는 주파수영역에서는 스위칭 지연시간의 대소가 유도전동기의 안정운전에 큰 영향을 미치지 못함을 컴퓨터 시뮬레이션을 통하여 알 수 있다.

• 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.

• The Proceedings of the Korean Institute of Illuminating and Electrical Installation Engineers
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• v.7 no.2
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• pp.57-63
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• 1993

In this paper, we study the effects that the variations of machine parameters and frequency of which affect the instability occured in induction motors when operated at low speed or light load, by obtaining the locus of dominant root for the characteristic equation.

• Proceedings of the Korea Information Processing Society Conference
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• 2002.11a
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• pp.419-422
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• 2002

저자는 등각사상을 추하기 위한 기존의 여러 Theodorsen 방정식의 해법 중 가장 유효한 해법으로 알려져 있는 Wegmann의 방법을 다룬바 있다. Wegmann의 방법으로 수치실험을 한 결과 난이도가 높다고 예상되는 문제에 있어 수렴했다가 발산을 하는 불안정현상이 나타났으며 수렴하지 않는 불안정현상의 원인을 분석하여 저주파필터를 적용한 새로운 반복법을 제안하여 Wegmann 방법으로는 발산하는 모든 문제에 있어서 수렴하는 수치실험 결과를 얻었다[1]. 본 논문에서는 저주파필터를 적용한 해법에 의해 수치적으로 수렴한 결과를 이론적으로 증명한다.

• 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)