• 한국신재생에너지학회:학술대회논문집
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• 2006.06a
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• pp.17-20
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• 2006

한국에너지기술연구원에서는 가정용 고분자연료전지 열병합 발전시스템을 위한 통합형 천연가스 연료처리 시스템을 개발해 왔다. 가정용 시스템으로서 필수적인 소형화와 고효율을 현실화하기 위해, 연료처리 시스템의 각 단위 공정 즉 수증기 개질, 수성가스 전이, 선택적 산화 공정 등을 이중 동 심관형 반응기에 통합하여 상호 열교환이 용이하도록 반응기를 설계하였다. 현재 시험 운전 중인 Prototype-I 연료 처리 시스템은 1kW급 고분자 연료전지 열병합 발전 시스템에 개질 가스를 공급하기 위해 설계되었으며, 기초 성능은 정격 부하 운전시 열효율 78% (HHV 기준), 메탄 전환율 91%이다. 개질 가스 내 일산화탄소 농도는 고분자 연료전지 전극의 피독을 피하기 위해 10ppm 이하로 유지되어야 하며, Prototype-I 연료 처리 시스템은 백금과 루테늄 촉매를 적용한 선택적 산화 반응기를 통해 개질 가스 내 일산화탄소 농도를 10ppm 이하로 제거하였다. 일반 가정에서는 고분자 연료전지 시스템의 부하 변동이 예상되기 때문에 연료 처리 시스템의 부하 변동 운전 특성도 살펴보았다 정격 부하에서 80%, 60%, 40%로 부하를 변동하며 운전하였고, 각 부하에서 안정한 메탄 전환율과 10ppm이하의 일산화탄소 농도를 보였다. 80%까지는 열효율이 77%로 큰 변화를 보이지 않았으며, 60%에서는 76%, 40%에서는 72%로 열효율이 감소하는 현상을 보였다 연료 처리 시스템의 일일 시동-정지 운전시 내구성을 테스트 중이다. 현재까지 50여회의 일일-시동 정지를 시도하였다 시동 후 약 세 시간가량의 정력 부하 운전을 실시한 후 부하 변동을 실시하였고, 총 운전 시간 8시간 정도 운전한 후 시스템을 정지하였다 메탄 전환율과 일산화 탄소 농도, 열효율을 모니터링 하고 있으며, 현재까지 초기 성능을 그대로 유지하고 있다. 앞으로 일일시동-정지 운전 시험을 지속하면서 초기 시동 특성 및 부하 변동에 따른 응답 특성 개선, 그리고 연료전지와의 연계 운전을 실시할 예정이다

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.05a
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• pp.7-10
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• 2009

The development and evaluation of solid propellant were performed for the turbopump pyro starter, which start up the liquid propellant rocket engine for the Space Launch Vehicle (SLV). Requirements for the turbopump pyro starter propellant include the production of low flame temperature, low burning rate and nontoxic gas to protect the mechanical corrosion or air pollution. This study describes the development of the solid propellant composition which is based on PCP binder. DHG (Dihydroxy glyoxime), which has advantages of oxygen balance and ignition, was used as coolant. The mechanical properties and burning rate of the propellants were measured. Finally, static fired test was performed to prove the possibility of development.

• Journal of IKEEE
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• v.18 no.2
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• pp.185-191
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• 2014

In this paper, we have implemented the low temperature fluidity test system with the composited package fuel heater, which has tested the low temperature fluidity and start time to evaluate the performance. Then we have compared the separation and the unified fuel heater type at $+20{\sim}-30^{\circ}C$. Also, we have tested the flowing pressure and start time, power consumption of heater. By comparing the performance with several condition, the experimental results obtain an improved start time of 23% and low temperature fluidity of 19%.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2008.11a
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• pp.299-304
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• 2008

Starting characteristics of the axi-symmetric second throat exhaust diffuser (STED) with zero-secondary flows are numerically investigated. Renolds-Average Navier-Stokes equations with a standard ${\kappa}-{\varepsilon}$ turbulence model incorporated with enhanced wall treatment are solved to simulate the diffusing evolutions of the nozzle plume. Minimum (optimum) starting pressure difference of 20$\sim$25% between 1-D theory and the measured data validated from previous results[5] is also applied to predict the range of an effective diffuser expansion ratio (Ad/At) in this system.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.23 no.3
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• pp.58-66
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• 2019

In this study, the start-up characteristics of a staged combustion engine were analyzed numerically based on relational equation modeling of the entire engine components. The start-up characteristics were extensively analyzed considering the transient period of the total engine system from the start-up sequence till the steady-state of the engine. The performance characteristics of the engine components such as RPM of engine power-pack, chamber pressure and O/F ratio of pre-burner, and mass flow of propellants in the start-up period were investigated. Furthermore, the calculated engine data were compared satisfactorily with the experimental data. Through the comparison of data, successful validation of present engine start-up analysis has been obtained.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.17 no.1
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• pp.35-41
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• 2013

Torque characteristics of a turbopump turbine was analyzed using the turbine performance test result. Specific torque of the subject turbine could be expressed as a linear function of corrected rotor speed at a fixed pressure ratio and it has been confirmed by the test result. It also found that corrected rotor speed-specific torque characteristics does not change anymore if the turbine pressure ratio is set bigger than a certain value. Using the turbine torque characteristics and pyro-starter performance test results, rotational speed development behavior of the turbopump was predicted. Prediction revealed that the lap time reaching 50% of turbopump design speed is less than 0.7 second. Effect of the thermal loss between pyro-starter and turbopump was negligible.

• Proceedings of the KIEE Conference
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• 2008.07a
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• pp.1005-1006
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• 2008

기존의 전자식 안정기 특히 펄스로 시동되는 HID램프용의 안정기에서는 부가적인 시동회로가 필요하게 된다. 하지만 램프 제조업자에 의해 규정된 점화 펄스폭은 제조업자 간에서도 다양하며, 대단히 높게 되어 있으며 그 펄스폭에는 최소 필요한 값이 있고 이것은 통상 $1.5{\sim}2.5us$정도이다. 이와 같은 시동 펄스폭의 조건을 만족하기 위해서는 시동회로 또한 복잡해지고 제작비용도 고가가 된다. 본 연구는 전력소모가 20[%]이상 절감되면서도 광량이 더 많이 방사되는 메탈핼라이드 램프를 UV경화 시스템 즉, LCD, PDP OLED 모듈조립, 평면, 곡면 스크린 인쇄용, 코팅용, 실험용 UV경화 및 UV노광 시스템 등에 사용 가능한 전자식 안정기를 고주파 시동의 이점을 유지해 가면서 지연 시간에 기인하는 램프의 꺼짐 및 대순환 전류의 문제를 해소하고 고압 대용량 램프를 구동할 수 있는 20KW급 전자식 안정기를 제안하여 22KW UV LAMP를 사용하여 전자식 안정기를 구동 실험으로 검증하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2012.05a
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• pp.4-10
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• 2012

Torque characteristics of a 75-tonf turbopump turbine was analyzed using the turbine performance test result. Specific torque of the subject turbine could be expressed as a linear function of corrected rotor speed at a fixed pressure ratio and it has been confirmed by the test result. It also found that corrected rotor speed-specific torque characteristics does not change anymore if the turbine pressure ratio is set bigger than a certain value. Using the turbine torque characteristics and pyro-starter performance test results, rotational speed development behavior of the turbopump was predicted. Prediction revealed that the lap time reaching 50% of turbopump design speed is less than 0.7 second. Effect of the thermal loss between pyro-starter and turbopump was negligible.

• Proceedings of the Korean Information Science Society Conference
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• 2004.10c
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• pp.595-597
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• 2004

본 논문은 그리드 환경에서 HPC 프로그래임 메커니즘의 성능향상을 위하며 DAG기반의 Co-scheduling시스템의 신뢰성 향상에 관한 것이다. 제안된 Co-Scheduling의 목적은 복수개의 관련된 RPC들의 데이터 입출력 관계를 고려하여 불필요한 네트워크상의 데이터전송을 제거함으로써 전체 RPC의 실행시간을 줄이는 것이다. 사용자로 부터 요청된 어플리케이션을 DAG로 구성하여 실행기반 시스템을 통해 수행된다. 이 논문에서는 신뢰성 향상을 위한 재시동 프로토콜을 구현하여 결함발생시 전체 작업을 정상적으로 완료하기 위한 메커니즘을 소개하고 재시동 프로토콜의 효율성을 검증한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.1084-1087
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• 2017

When a liquid rocket engine is started the oxidizer and fuel must be flowed into combustion chamber and gas generator with time differences. The wrong time difference between propellants or malfunction of ignition device can occur the explosion of combustion chamber due to detonation by energized premixed-propellants. Therefore it is important to observe the transient characteristic of propellants or to measure the inflow time of propellants into combustion chamber and gas generator. The measurement of static pressure is not enough to observe the propellants inflow time into combustion chamber and gas generator. By measuring dynamic pressure of main flow passage of propellants the accurate propellants inflow time could be investigated.