• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.10a
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• pp.1-1
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• 1998

로켓엔진 추력발생용으로 광범위하게 사용되는 액체추진제는 고성능, 대용량의 액체추진제 로켓엔진에서는 필연적으로 고주파 연소불안정의 문제를 수반하며, 이 연소불안정의 정도는 연소성능과 더불어 엔진개발의 성패를 좌우하는 중요한 여건이 된다. 따라서 안정한 로켓의 비행을 보장하기 위해서는 연소불안정의 문제가 선결되어야 한다. 연소불안정의 기본 메커니즘은 연소기에서 발생하는 압력섭동에 반응하여 불안정한 음향에너지를 되먹임하는 연소과정으로 설명된다. 연소불안정 현상이 발견된 이후 실험 및 이론적 접근에 의해 이와 같은 연소불안정 메커니즘 및 예측에 대한 체계적인 연구가 이루어져 왔으며, 현재까지의 다양한 고주파 연소불안정 예측방법 중에서 음향 및 기화 응답함수를 이용하는 방법은 직관적 고찰에 의존하는 단순한 연소모델을 적용하며 주로 음향적 섭동에 의한 연소의 반응을 연소안정성 평가의 파라메터로 사용한다. 이와 같은 음향적인 예측방법은 연소불안정 현상을 이론적으로 전개하므로 경제적으로 각종 설계변수에 대한 연소불안정의 변화를 구분할 수 있는 장점이 있어 성능 및 호환설계와 병행하여 로켓엔진 연소실의 초기 안정성 설계방법으로 주로 사용된다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.1192-1195
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• 2017

This paper describes the heat resistance characteristics of the imaging device installed in behind the engine due to monitoring the engine condition, and this paper includes the introduction and development of the imaging probe. Because the imaging device which is at the rear end of the engine is exposed to a high temperature and high pressure, the stability of the device should be secured by changing the device shape and supplying cooling water. The imaging probe in ADD engine test facility is installed at the rear end of the engine, and it is designed by reflecting the heat resistance characteristics to ensure the stability of the device.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.14 no.3
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• pp.52-60
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• 2010

Combustion stability tests of 30 $ton_f$-class LRE thrust chamber with double swirl coaxial injector were carried out in domestic ground combustion test facility by means of artificial perturbation method. In these tests, thrust chambers with varying design factors like recess number of injector, baffle length, types of film cooling and chamber diameter were used and test results showed that these design factors are closely related with high frequency combustion stability. By using the oscillation decrement instead of the decay time in the combustion stability analysis of artificially perturbed LRE thrust chamber, it was confirmed that increment of damping factor results in the improvement of high frequency combustion stability of LRE thrust chamber.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.825-828
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• 2010

APU for aircraft is operated under severe condition as high altitude and low temperature, and demand high reliability in flight. This study is to be verified of the ignition and the combustion stability of APU under the harsh conditions. The basic data obtained in combustion rig test were directly applied to the altitude test with a engine. That start logic was obtained in ground development test. The results of altitude test show that air swirl injector has good operation and ignition performance at 20kft, hot/cold($-40^{\circ}C$) day.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.33 no.3
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• pp.99-106
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• 2005

The SRT(stability rating test) technique, which is indispensable for the development of a LRE(liquid rocket engine), essentially requires a development of a combustion test sequence as well as artificial perturbation devices. For the development of an indigenous SRT technique, several combustion tests of sub-scale LRE were performed to search a proper combustion test sequence. At first, a pressure-wave inducing device which is used for adapting pulse gun was designed and a cooling gas supply system for the pressure-wave inducing device was set up to prevent a malfunction of pulse gun. Through the several combustion tests which included cooling procedure of a pressure-wave inducing device, a proper combustion test sequence was found out. It did not make any significant disturbance at normal combustion process. Finally, an indigenous SRT technique has been developed successfully.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.04a
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• pp.371-374
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• 2011

High-resolution numerical study is carried out to investigate the flame stability of the turbulent supersonic combustion in a Dual-Combustion Ramjet (DCR). The auto-ignition in a shear layer between hydrogen/carbon-monoxide syngas and air was studied at elevated enthalpy condition. Comparison of a constant area combustor and a combustor with a small divergence angle shows that the supersonic combustion has a characteristics of the lifted flame and its stability is influenced significantly by the compressibility.

• Proceedings of the Korean Society of Tribologists and Lubrication Engineers Conference
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• 1998.04a
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• pp.342-346
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• 1998

최근의 자동차엔진에서 사용되는 윤활유에는 여러 가지 첨가물이 사용된다. 특히 고분자량 폴리머계의 점도 지수 향상제를 윤활유의 원유에 첨가함으로써 온도 증가에 따른 점도 불안정성을 방지하는 다등급 윤활유 성격을 얻을 수 있다. 그러나 이러한 고분자량 폴리머계의 첨가물은 고온의 엔진 운전 조건에서 윤활유의 점도 안정성을 보장해줌에도 불구하고 엔진 부품들의 정상적인 운동 속도에서도($1-^6 S^{-1}$) 고 전단 변형율 속도로 인하여 유막 감소 효과를 발생 시킨다. 또한 이 첨가제들은 엔진 부품의 마찰 표면에 큰 전단 응력을 지닌 끈끈한 형태의 경계막을 형성한다. 고분자량 폴리머계의 점도 지수 향상제에 대한 예기치 못한 영향은 유막 감소 효과로 인하여 엔진 부품간의 마모를 증가 시키고 점도의 감소로 마찰을 감소 시키는 반면 경계막으로 인하여 고체면이 보호를 받는데 있다. 이러한 유막 형성의 물리적인 개념에 대하여 고체면의 끈끈한 경계막의 존재 효과와 두 경계막 사이에서 일어나는 유막 감소 효과를 표현할 수 있는 현실적인 해석의 필요성이 제기된다. 본 연구는 최근에 많이 쓰이고 있는 점도 향상제가 첨가된 윤활유가 자동차 밸브 트레인 시스템에서 유막 형성에 미치는 영향을 마찰 효율과 마모 방지의 입장에서 고찰하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• v.y2005m4
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• pp.189-193
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• 2005

Thermal effect of finite-rate chemistry on linear combustion stability and film cooling effect are investigated in sample rocket engine. The flow variables required to evaluate stability limits are obtained from CFD data with finite-rate chemistry adopted in three dimensional chamber. Major flow variables are affected appreciably by finite-rate chemistry and thereby, the calculated stability limits are modified. It is found that finite-rate chemistry contributes to stability enhancement in thermal point of view. And film cooling also has the effect of combustion stabilization.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.34 no.2
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• pp.75-81
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• 2006

Thermal effect of finite-rate chemistry on linear combustion stability and film-cooling effect are investigated in sample rocket engines. The flow variables required to evaluate stability limits are obtained from CFD data with finite-rate chemistry adopted in three dimensional chamber. Major flow variables are affected appreciably by finite--rate chemistry and thereby, the calculated stability limits are modified. It is found that finite-rate chemistry contributes to stability enhancement in thermal point of view. And film cooling also has the effect of combustion stabilization.

• Proceedings of the KIPE Conference
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• 2008.06a
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• pp.452-454
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• 2008

본 논문에서는 실험적으로 구한 엔진 토크 참조 표를 이용하여 엔진의 비선형 모델을 구하고 이를 각각의 운전 점에 대해 선형화한 엔진 모델을 제시하였다. 이러한 선형화된 엔진 모델을 이용하여, 전기식 조속기를 사용한 디젤 엔진의 속도 제어에 있어 발생하는 안정성 문제를 해석하였다. 제시한 디젤 엔진 모델을 이용하여 속도제어기의 비례, 적분 미분 이득을 설정하고 이 값을 바탕으로 모의실험 및 실험을 통하여 제시한 모델의 타당성을 검증 하였다.