• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers
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• v.14 no.4
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• pp.920-926
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• 1990

본 연구에서는 Fig.1과 같은 2상 자연순환 회로의 1차원 해석을 수행하고, 액 상의 과냉정도와 각 상 영역에서의 밸브 마찰저항이 순환유속에 미치는 영향을 살펴보 므로써 정적 불안정의 조건을 알아보는데 있다. 본 모델에서는 유한 길이를 갖는 증 발기와 응축기를 고려하였으며, 정적 불안정의 가능성을 해석적으로 보여주기 위해 간 단한 모델(point-heat-source/sink)도 함께 다루었다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2001.04a
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• pp.17-20
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• 2001

Combustion characteristics of KSR-III liquid rocket engine are investigated numerically in the standpoints of engine performance and acoustic instability. In the present calculation, engine performance for design and off-design conditions is estimated effectively with reasonable error. Numerical results of acoustic instability show that engine operation for the design condition has sufficient stability margin, but for a certain off-design condition, acoustic instability can be triggered by artificial pressure perturbation. The present results are in a good agreement with the available experimental results and can be adopted for the prediction of engine performance and stability, depending on the specific operating condition.

• Journal of Ocean Engineering and Technology
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• v.7 no.1
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• pp.73-80
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• 1993

본 연구에서는 장주형 해양구조물의 횡방향 진동에 대한 파라메트릭 가진 효과를 고찰하였다. 먼저, 장주형 해양구조물의 횡방향 운동에 대한 4계 편미방지배방정식을 비선형 Mathieu 방정식으로 유도하였다. 비선형 mathieu 방정식의 해를 구하여 장주형 해양구조물의 동적 반응 특성을 해석하였다. 유체 비선형 감쇠력은 불안정 조건하에 있는 파라메트릭 진동의 반응크기를 제한 하는데 중요한 역활을 한다. 파라메트릭 진동의 경우 가장 큰 반응크기는 Mathieu 안정차트의 첫번째 불안정 구간에서 일어난다. 반면에, 파라메트릭 진동과 강제진동의 결합 진동인 경우, 가장 큰 반응 크기는 두번째 불안정 구간에서 발생된다. 파라메트릭 가진으로 인한 장주형 해양구조물의 횡방향 운동은 동적조건에 따라 subharmonic, superharmonic 또는 chaotic 운동이 되기도 한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2006.05a
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• pp.135-140
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• 2006

In the experimental study of $N_2$ purge cold flow test of impinging(FOOF) injector for determining of instability region, the whistling sound which has a specific frequency is generated. The frequency of whistling is proportional to the gas flow velocity in part of the oxidizer orifice and due to the coupling of the vibrating gas column and the natural frequency of pipe-orifice shape, the discontinuous jumping phenomena arises. The whistling phenomena have no effect on the combustion instability. Compared the damping factor of 1T1L mode with the hot fire test, the instability region of $N_2$ purge cold flow test is very much like that. It means that flow instability by impinging or mixing of jet is the main reason of combustion instability of impinging injector(FOOF) in the hot firing test.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1997.11a
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• pp.10-11
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• 1997

고체 추진제를 사용하는 추진 시스템을 개발하는데 가장 커다란 문제로 인식되고 있는 것은 추진제의 연소 특성을 이해하는 일이다. 그 중에서도 연소실의 압력 진동과 추진제 벽면으로 흡수되는 복사 열전달에 의한 연소율(burning rate)의 변화로 인하여 발생하는 연소 불안정에 대한 이해는 아직도 완전히 규명되지 않고 있다. 고체 추진제의 연소 불안정에 대한 이론적 해석은 준-정상 1차원 해석(Quasi-Steady Homogeneous One-Dimension) 방법에 의하여 단순화된 지배방정식을 해석하는 것이 일반적으로 잘 알려져 있는 방법이다. 이 가정은 고체 추진제가 연수되는 영역을 두께가 매우 얇은 영역의 표면반응영역(surface reaction layer)과 화학반응이 없는 응축상태영역(condensed phase zone) 그리고 기체상태의 연료와 화염이 존재하는 기체상태영역(gas phase zone) 등의 3영역으로 구분하며, 기체상태영역에서 발생하는 교란에 대한 응축상태영역의 반응시간 크기(response time scale)가 매우 크기 때문에 응축상태영역의 반응은 준 정상적으로 일어난다고 가정하는 것이다.그러나, 연소실의 온도가 $3000^{\circ}K$ 정도의 높은 온도이어서 복사 열전달에 의한 고체 추진제의 가열이 중요한 열전달 방법으로 작용하게 되므로 이를 무시한 이론적 해석은 물리적인 중요성이 약하여질 수밖에 없다. 본 연구에서는 기체영역으로부터 전달되는 복사 열전달은 투명(transparent)한 표면반응영역을 통과하여 응축상태영역에서 모두 흡수되며 추진제 표면에서의 복사열방출(emission)을 고려하였다. 또한 연소불안정 현상을 해석하기 위하여 표면반응영역에서의 경계조건은 선형교란량으로 대치하는 Zn(Zeldovich-Novozhilov) 방법을 사용하였다. 이 방법은 기체상태영역에 대한 구체적인 해석없이도 연소불안정 현상을 해석할 수 있는 장점이 잇다. 즉 응축상태영역에서의 연소율과 표면온도는 각각 기체영역으로부터 전달되는 온도구배와 연소압력, 그리고 복사 열전달의 함수관계이므로 선형교란에 의한 추진제표면에서의 교란경계조건을 얻을 수 잇으며, 응축영역의 교란지배방정식과 함께 사용하여 압력교란과 복사 열전달의 교란에 대한 연소율의 교란 증감 여부를 판단하여 연소 불안정 현상을 해석할 수 있다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.05a
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• pp.231-238
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• 2010

Combustion stability rating tests under condition low pressure of a 75-$ton_f$ liquid rocket engine(LRE) thrust chamber were carried out. Mixing head with decreased number of injectors than that of the other but with the same mass flow rate to the combustion chamber showed self-oscillation instability in chamber pressure of 30 bar. The other combustion chamber with increased number of injectors showed that high frequency combustion stability was maintained under condition of same pressure, but self-oscillation instability was generated in chamber pressure of 20 bar which can be considered as stability boundary region of this mixing head.

• Journal of Korean Association for Spatial Structures
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• v.10 no.1
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• pp.119-126
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• 2010

The some papers which deal with the dynamic instability for shell-like structures under the dynamic excitation have been published, but there are few papers which treat the essential phenomenon of the dynamic buckling using the phase plane for investigating occurrence of chaos. In nonlinear dynamic, examining the characteristics of attractor on the phase plane and investigating the dynamic buckling process are very important thing for understanding why unstable phenomena are sensitively originated by various initial conditions. In this study, the direct and indirect snapping of shallow EP shell considering geometrical nonlinearity are investigated by Galerkin method numerically. This finding out the characteristic of the dynamic instability through the phases curves and running response spectrum.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.05a
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• pp.229-232
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• 2009

DC-shift phenomenon can be observed in Hybrid rocket combustion. This phenomenon makes performance drop which is structure problem or reduce thrust. Understanding of DC-shift phenomenon, the conditions of the hybrid rocket combustion stability can be found. In this paper, the condition of DC-shift was found and made by using acoustic mode and vortex shedding frequency. The conditions of stable combustion was defined from the experimental study of DC-shift phenomenon.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1997.11a
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• pp.6-7
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• 1997

연소불안정은 로켓엔진 연소실 내에서의 연소와 유동특성들이 커플링되어 발생한다. 이와 같은 커플링을 통하여 연소로부터 맥동에너지가 공급되며, 되먹임과정 및 소산에 의한 맥동에너지양의 변화에 따라 맥동은 증폭, 유지되거나 소멸된다. 액체추진제 로켓엔진에서 고주파 연소불안정을 특징짓는 이와 같은 맥동발생 매카니즘의 해석은 용이하지 않으며 적절한 모델링을 필요로 한다. 연소불안정의 해석은 연소실 설계에서 고려되어야 할 안정성 여유를 한정하며, 설계된 사양 및 작동조건에서의 안정성 여부를 확인하는 수단으로 사용된다. 연소불안정 해석방법들은 전통적인 음향 n, $\tau$로 대표되는 frequency-domain 방법을 비롯하여, Fourier time expansion, time-domain 방법 등으로 구분되며, 연소실의 단순 및 적극설계과정에 사용된다[1].

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.65-67
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• 2017

Various combustion modeling approaches have been developed and verified in a combustion system such as rockets, gas turbines, and so on. This study introduces basic theory and recent research activities on 1D network model where a system is divided into a series of acoustic element and mass/momemtum/energy conservations are applied in the component. Each component is connected to the neighboring ones with proper jump conditions. Flame transfer function and acoustic transfer function are determined and effects of the each function on the system instability is investigated.