• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 1993.10a
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• pp.139-144
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• 1993

본 연구에서는 액체를 이용한 위험속도 이상에서 불평형의 반대측으로 액체 를 이동시켜, 이것을 평형질량으로서 이용하여 축의 휘돌림 진폭을 감소시키 는 방안으로서 자기보상형 액체평형장치를 제안하고 기지의 정불평형에 대 한 이론과 실험을 통하여 그 유용성을 검증하고 결과를 나타낸다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.44 no.4
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• pp.333-342
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• 2016

Liquid rocket propulsion is a system that produces required thrust for satellites and space launch vehicles by using chemical reactions of a liquid fuel and a liquid oxidizer. Monomethylhydrazine/dinitrogen tetroxide, liquid hydrogen/liquid oxygen and RP-1/liquid oxygen are typical combinations of liquid propellants commonly used for the liquid rocket propulsion system. The objective of the present study is to investigate useful design and performance data of liquid rocket engine by conducting a numerical analysis of thermochemical reactions of liquid rocket propellants. For this, final products and chemical compositions of three liquid propellant combinations are calculated using equilibrium constants of major elementary equilibrium reactions when reactants remain in chemical equilibrium state after combustion process. In addition, flame temperature and specific impulse are estimated.

• Proceedings of the Korean Nuclear Society Conference
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• 1997.10a
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• pp.44-49
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• 1997

액체금속로용 2차원적 연소 해석 코드 REBUS-2[1]에 횡방향 적분법 및 다항식 전개법에 기초한 3차원적 육방형 노달 방법을 결합하여, 3차원적 연소 해석 코드 REBUS-K를 개발하였다. REBUS-K는 3차원적 중성자속 분포 계산 및 미시적 연소 계산을 통해 노내 연소 해석을 수행하며, 또한 핵연료 방출/재배치 및 재장전, 재처리, 성형가공 등의 노외 주기 계산을 수행한다. 비평형주기 및 평형주기 해석을 수행하며, 평형주기 해석 시에는 지정된 제한 연소도 및 증배계수를 만족시키는 주기 길이와 장전 농축도를 탐색한다. 개발된 코드의 검증 계산을 450 MWt 액체금속로의 비평형주기 및 평형주기 문제에 대하여 수행하였으며, 계산 결과를 Argonne 연구소의 3차원적 연소 해석 코드 REBUS-3[2]의 결과와 비교하였다. 그 결과 원자로 증배계수, 출력 분포, 증식율, 연소도, 장전 핵연료의 농축도, 주기 길이 등의 연소 특성이 수렴 조건 이내에서 일치하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2007.11a
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• pp.105-109
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• 2007

Three methods of nozzle flow analysis, frozen-equilibrium, shifting-equilibrium and non-equilibrium approaches, were used to rocket nozzle flow, those were coupled with the methods of computational fluid dynamics code. For a design of high temperature rocket nozzle, chemical equilibrium analysis which shares the same numerical characteristics with frozen flow analysis can be an efficient design tool for predicting maximum thermodynamic performance of the nozzle. In this study, shifting-equilibrium flow analysis was carried out for the 30 $ton_f$-class KARl liquid rocket engine nozzle together with frozen flow. The performance evaluation based on the 30 $ton_f$-class KARl LRE nozzle flow analyses will provide an understanding of the thermochemical process in the nozzle and performances of nozzle.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.12 no.3
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• pp.9-15
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• 2008

Nozzle flow analyses of $30\;ton_f$-class KARI liquid rocket engine for high altitude propulsion are carried out using a chemically frozen and equilibrium flow analysis code developed previously. It is considered that the combined frozen- and shifting- equilibrium analysis is cost-effective regarding the convergence characteristics and modeling uncertainties, though the non-equilibrium analysis is most reliable approach. A dependable performance prediction could be attainable through the present analyses that account for the recombination process and thermal and kinetic energy recovery during the expansion process with viscous effects.

• Journal of the Institute of Electronics and Information Engineers
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• v.51 no.8
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• pp.178-184
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• 2014

In this study, we develop liquid density sensor by measuring of balanced position between gravity and bouyancy, corresponding to liquid density, using distance measuring by magnetostriction technology. For improvement of accuracy of liquid density sensor system. And we derive the related equation between liquid density and moving distance of density sensor, and make the calibration method for liquid density sensor by magnetostriction technology. Using fabricated liquid density sensing system and derived equation, have measured the density of several liquids. And compare it to measuring results using Oscillating U-tube type high accuracy density meter, having 0.000001 g/cc resolution. The deviation of results between two density measuring systems was less than 0.001 g/cc.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.7 no.2
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• pp.157-161
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• 2008

This study introduce a newly developed program to calculate the combustion process of combustion chamber and gas generator of liquid rocket engine by use of Gibbs free energy minimization method based on chemical equilibrium. The simulation results of the new program and CEA code of NASA were compared and showed good agreement, thus proving the validity of the newly developed in-house program for combustion analysis.

• Proceedings of the KAIS Fall Conference
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• 2010.05b
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• pp.1119-1122
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• 2010

본 논문에서는 상용 이온성 액체를 대체하기 위해 손쉽게 구입할 수 있는 원료물질을 사용하여 이온성 액체를 실험실 규모로 제조한 후 고압 연소전 조건에서 이산화탄소의 용해도 및 재생력을 측정하기 위해 기-액 흡수평형장치를 이용하여 연구하였다. [eeim]ethyl sulfite를 제조하여 흡수실험을 실시한 결과 흡수평형압력이 25bar의 조건에서 0.72 mol $CO_2$ /mol IL의 흡수력을 보였으며, 재생성능은 탈착 전후의 흡수력 차이가 약 9%로 우수한 편이었다. 희석제를 첨가하였을 경우 흡수력은 약 38% 감소하였으나, 합성단계가 간단하며 원료물질이 저렴한 장점을 가지고 있다.

• Proceedings of the KAIS Fall Conference
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• 2011.05a
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• pp.317-319
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• 2011

본 논문에서는 최근에 주목 받고 있는 물질인 이온성액체를 실험실 규모로 제조하여 회분식 기-액 흡수평형(VLE)장치를 이용하여 압력에 따른 이산화탄소 용해도 및 초기흡수속도를 상용 이온성액체인 $PF_6$와 비교분석 하였다. 반응온도 $40^{\circ}C$조건에서 운전하였으며, 이산화탄소 압력 0~40기압 범위에서 수행되었다. 실험결과 methyl기가 붙은 합성 이온성액체의 경우 초기흡수속도면에서 상용 이온성액체인 $PF_6$보다는 다소 낮은 수준이다.

• Proceedings of the KAIS Fall Conference
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• 2011.12a
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• pp.342-344
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• 2011

본 논문에서는 최근에 주목 받고 있는 물질인 이온성액체를 실험실 규모로 제조하여 회분식 기-액흡수평형(VLE)장치를 이용하여 압력에 따른 이산화탄소 용해도 및 초기흡수속도를 상용 이온성액체인 PF6와.비교분석 하였다. 반응온도 $40^{\circ}C$조건에서 운전하였으며, 이산화탄소 압력 0~40기압 범위에서 수행되었다. 실험결과 [beim] ethyl sulfite 합성 이온성액체가 초기흡수속도에서 상용 이온성액체인 $PF_6$ 보다 높은 흡수력을 보였다.