• Journal of ILASS-Korea
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• v.9 no.4
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• pp.17-23
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• 2004

Spray characteristics of a twin-hole air shrouded nonle designed for gasoline injectors was investigated by using laser diffraction particle analyzer (LDPA) and tomography reconstruction- A confined spray chamber which is optically accessible through a pair of glass windows was made to simulate the fuel injection condition in intake manifold of gasoline engine. The measurement was applied to the twin hole injector with and without an air shroud. It demonstrates that for the case with an air shroud, fine atomization is achieved and there exists a large number of fine droplets between the region of the main spray streams, which conforms with the spray visualization. The drop size distribution was investigated as a function of elapse time after fuel injection. The distribution was greatly affected by the measurement position from the injector exit. Also, the spatially resolved spray volume fraction and Sauter Mean Diameter (SMD) from line-of-sight data of the LDPA are tomographically reconstructed by Convolution Fourier transformation under the steady injection condition.

• The KSFM Journal of Fluid Machinery
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• v.12 no.3
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• pp.19-25
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• 2009

InThe purpose of this work is to analyze the flow characteristics and aerodynamic noise generated from a shroud fan at a constant 2,100 rpm using LES and FW-H noise model provided in the commercial code, FLUENT. Velocity distributions around the shroud fan obtained by using FLUENT code show good agreement with experimental results. The sound pressure level is decreased by about 6 dB as the distance from the fan increases twice. The directivity at 1st BPF shows a tendency of increasing SPL toward the axis of rotation.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 2007.11a
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• pp.57-62
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• 2007

A modeling method for the modal and the transient vibration analysis of a multi-packet blade system excited by nozzle jet forces is presented in this paper. Blades are idealized as cantilever beams and the elastic structures like disc and shroud connecting blades are modeled as coupling stiffnesses. A modified Campbell diagram is proposed to identify true resonance frequencies of the multi-packet blade system. Different from the SAFE diagram that employs three dimensional space, the modified Campbell diagram proposed in this study employs a plane to find the true resonance frequencies. To verify the existence of true resonance frequencies, nozzle jet forces are modeled as periodic forces and transient vibration analysis were performed with the modeling method.

• The KSFM Journal of Fluid Machinery
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• v.3 no.1 s.6
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• pp.10-18
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• 2000

This paper reports the impeller performance of centrifugal pump, modified HES65-250. Developed CFD code uses SIMPLE algorithm, power-law scheme, standard $k-{\espilon}$ turbulence model in curvilinear coordinate system. The calculations are conducted for 5 cases, from 0.6 to 1.4 of flow rate ratio with 0.2 increment. The flow characteristics inside of impeller are analysed. The results show that reversal flows exist at the inlet of impeller which have small rotary stagnation pressure. The obtained results are compared with the experimental data at impeller exit and shows good qualitative agreement.

• Transactions of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering
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• v.18 no.7
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• pp.711-717
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• 2008

A modeling method for the modal and the transient vibration analysis of a multi-packet blade system excited by nozzle jet forces is presented in this paper. Blades are idealized as cantilever beams and the elastic structures like disc and shroud connecting blades are modeled as coupling stiffnesses. A modified Campbell diagram is proposed to identify true resonance frequencies of the multi-packet blade system. Different from the SAFE diagram that employs three dimensional space, the modified Campbell diagram Proposed in this study employs a plane to find the true resonance frequencies. To verify the existence of true resonance frequencies, nozzle jet forces are modeled as periodic forces and transient vibration analysis were performed with the modeling method.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2014.02a
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• pp.140.2-140.2
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• 2014

인공위성은 우주공간의 고진공 상태와 태양 복사열에 의한 고온 및 극저온이 반복되는 가혹한 환경으로 인해 주요 부품의 기능장애가 초래되므로 발사전 지상에서 열진공 시험장비를 이용한 열진공시험을 수행한다. 위성체의 열진공 시험에 사용되는 열교환기인 베이스플레이트(Baseplate)는 우주 열환경을 모사하기 위하여 직접 방열판 표면에 고온 및 저온의 유체를 공급하여 시험 요구에 따른 필요한 열을 공급하게 된다. 일반적으로 우수한 성능의 위성체 부품의 검증을 위해서 지상의 열환경 시험은 접촉식 히터 및 열교환기를 사용하게 되는데, 이때 적절한 히터 및 블로워 파워를 선정하고 챔버 슈라우드와 열교환에 있어 간섭이 없도록 장비를 운용해야 한다. 본 연구에서는 상용프로그램을 이용하여 열진공 시험용 베이스플레이트에 대하여 전산해석을 수행하였으며, 이를 통해 베이스플레이트 내의 작동 유체의 입구 압력에 의한 열진공 시험용 열교환기의 성능 특성을 관찰하였다.

• Transactions of the Korean Society of Automotive Engineers
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• v.5 no.2
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• pp.69-79
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• 1997

This paper deals with the measurement and analysis on the scavenging performance of the oppet-valve type two-stroke engine with different shroud system. The scavenging flow characteristics is investigated by flow visualization under steady condition, in which a dye is introduced into single-cycle method using the difference of specific gravity between two working fluids is used to evaluate the scavenging efficiency and the trapping efficiency. The 90° shroud system was found to be the highest efficiency system through both flow visualization and single-cycle test, as well as the shroud system to generally be efficient for reducing a short-circuiting flow during scavenging process in a two-stoke engine.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.05a
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• pp.362-366
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• 2010

Numerical Analysis of two-stage supersonic turbines were conducted, and the results were analyzed. $FLUENT^{TM}$ commercial flow analysis package was employed for the calculation of the turbine. Characteristics of the turbine performance were investigated according to the overlap height and existence of the shroud at the second rotor blade through the calculations.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2013.08a
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• pp.120.1-120.1
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• 2013

우주 궤도환경은 $10^{-5}$ torr 이하의 고진공 및 $100^{\circ}C$의 고온과 $150^{\circ}C$이하의 극저온 환경으로 특징지어지며, 위성체 및 위성체 부품은 이와 같은 우주 궤도환경에서의 성능검증이 필수적이다. 지상에서 이와 같은 환경을 모사하기 위해서는 열진공챔버가 사용되며, 열진공 챔버는 진공배기계와 열제어 시스템으로 구성된다. 특히 위성체 또는 위성부품의 열환경을 모사하기 위해 기체 질소를 이용한 폐회로 열제어 시스템이 사용된다. 폐회로 열제어 시스템은 슈라우드, 극저온 블로워, 히터 등으로 구성이 된다. 열제어 시스템의 신뢰성을 높이기 위해서는 핵심 부품인 극저온 블로워의 이중화가 필요하다. 본 논문에서는 위성체 및 위성체 부품의 열진공 시험에 사용되는 열진공 챔버 열제어 시스템의 핵심인 극저온 블로워의 이중화를 위한 기구 설계 및 제어로직 설계 등이 포함되어 있다.

• Proceedings of the KWS Conference
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• 2009.11a
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• pp.107-107
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• 2009

모듈 형 터빈 다이아프람은, 아우터 링(outer ring), 스팀 패스(steam path)와 이너 웹(inner web)의 원형 형상을 갖는 세 부분을 조립하여 원주 방향의 용접 조인트를 형성하는 기존의 다이아프람 형태가 아니라, 아우터 슈라우드(outer shroud), 베인(vane)과 이너 슈라우드(inner shroud)의 세 부분이 하나의 모듈을 이루고 이러한 모듈을 원주 방향으로 조립하여 방사 방향의 조인트를 형성한다. 전자빔 용접은 이와 같은 방사 방향의 조인트를 수직으로 가로지르는 용접 궤적을 따라 진행되며, 용접 패스에 따라 형성되는 용융 비드의 단면적만큼 인접하는 두 모듈을 접합시킨다. 이 경우 용융 비드의 단면적과 형상은 두 모듈의 결합 강도를 결정하는 중요한 요소가 되어, 제작 시 다이아프람의 크기와 두께에 따라 용입 깊이와 평균 단면 비드 폭을 규정하고 있다. 본 연구에서는 용입 깊이와 단면 비드 폭의 요구 조건을 만족하면서 결함이 없는 건전한 용접부를 얻을 수 있는 최적 용접 조건을 도출하는데 그 목적이 있다. 이를 위해 플레이트 시편과 모듈 시편을 사용한 기초 실험과 유사 시제품(semi-mockup) 실험을 실시하였다. 플레이트 기초 실험을 통해 전자빔 주요 변수인 빔 전류, 초점 위치, 용접 속도, 빔 진동 폭 변화에 따른 용융 비드 형상 변화를 관찰하였고, 빔 전류가 용입 깊이에 가장 큰 영향을 주는 인자임을 확인하여 요구 용입 깊이 별 적정 빔 전류 값을 설정하였다. 용접 속도는 생산성 측면에서 균열이 발생하지 않는 범위에서 가능하면 가장 큰 값을 사용하였고, 빔 진동 폭은 초점 위치와 함께 단면 비드 형상 결정에 많은 영향을 주는 인자로 확인되어 균열이 없는 가장 이상적인 단면 비드 형상인 완만한 쐐기 형태가 되도록 설정하였다. 이 후 실제 제품 폭과 용접 패스를 갖는 블록 모듈 실험을 통해 설정 용접 변수의 적용성과 균열 발생 여부를 확인하였고, 이 때 적용 제품 폭이 30 mm 이하이며 요구 용입 깊이가 50 mm 이상의 경우에서 비드 중앙부 균열이 발생함을 관찰하였다. 따라서 해당 영역의 제품에는 균열 저항성이 높도록 용접 속도와 빔 진동 폭을 줄여 최적 용접 변수를 새롭게 설정하였으며, 이를 유사 시제품 실험에 적용하여 최종적으로 용접 변수 안정성을 검증하였다. 이러한 실험을 통해 확인된 최적 용접 조건을 실 제품 제작에 적용하여 모듈 형 터빈 다이아프람 전자빔 용접 제작을 성공적으로 완료할 수 있었다.