• 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 Korea Society for Energy Engineering kosee Conference
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• 1996.10b
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• pp.85-90
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• 1996

석탄 직접연소의 신기술인 Cyclone 연소기술은 환경오염저감 기술증의 하나로서, 고온 연소로 인해 회분이 연소실 내부에서 용융, 제거된 후 고온의 청정연소가스만 보일러로 유입된다. 또한 연소기의 fuel-rich 연소조건하에서 생성된 고온의 불완전연소가스는 보일러 입구에서 충분한 재연소공기를 공급함으로서 완전연소시킬 수 있으므로 적은 시설투자 비용으로 기존 오일이나 가스용 보일러를 석탄용으로 전환이 용이할 뿐만 아니라 이러한 다단 연소방식을 채택하여 NOx 제어도 가능하다는 이점이 있다. Cyclone 연소기술의 개발은 석탄의 청정연소 뿐만 아니라 그 기술을 토대로 석탄가스화, MHD 발전, 가연성 폐기물 소각등에도 활용할 수 있다. 따라서 국내 기술자립을 위해 실험용 Cyclone 연소기를 설계, 제작 및 연소실험을 수행한 결과, Peco-semi탄을 연료로 공급량 약 30 kg/hr, 공기비 약 1.0 일 때 탄소전환율은 약 95% 이며 회분제거율은 약 70%임을 확인할 수 있었다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.04a
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• pp.9-9
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• 1998

가스터빈 연소기의 난류유동장을 구성하는 기본적인 유동형태는 크게 밀폐관내의 돌연 확대를 가지는 동축제트, 선회유동, 그리고 연소공기공 및 회석공기공을 통해 연소실에 수직방향으로 유입되는 제트유동 등으로 분류할 수 있다. 실제 가스터빈 연소기내의 난류유동장을 수치해석하기 위해서는 임의의 형상을 갖는 3차원 유동장을 모사할 수 있는 수치해석법과 고차정확도를 유지하면서도 수렴안정성을 만족시키는 대류항 처리기법 등과 같은 수치모델의 개발이 선행되어야 하며, 이와 함께 복잡한 난류연소유동장을 정확히 묘사할 수 있는 난류모델 및 난류연소모델의 개발 및 검증이 가장 중요한 요인이 된다. 또한 가스터빈 연소기의 최적 설계는 넓은 작동구간에서 높은 효율, NOx 및 CO 배기량의 저감, 희박연소 가연한계의 확장, 연소계통에서의 낮은 압력강하, 낮은 연소벽면온도와 온도구배를 유지시키기 위한 공기에 의한 충분한 냉각 같은 서로 상충되는 설계조건을 만족해야 한다. 그리고, 이러한 상충된 연소설계조건들을 충족시키는 최적 연소기의 설계를 위해서는 실험적인 연구뿐만 아니라 연소기내의 물리적인 현상을 잘 반영할 수 있는 물리적 모델을 바탕으로 한 연소유동의 해석적인 연구를 필요로 한다. 본 연구에서는 원통형 가스터빈 연소기의 등온 및 연소유동장, 그리고 연소기와 연결되는 Scroll 내부의 난류유동장에 대한 수치해석을 수행하여 수치 및 물리모델의 예측능력을 검증하였고, 가스터빈 연소유동장 해석에 관련된 중요 논점들에 대하여 심도있게 분석하였다.

• Proceedings of the Korea Society for Energy Engineering kosee Conference
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• 1995.05a
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• pp.133-140
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• 1995

Cyclone 원리를 이용한 Slagging 연소기술은 접선방향으로 고속공급되는 연소용 공기에 의해 석탄입자가 연소실 벽면에 체류하면서 벽면연소가 이루어지며, 3중 선회 유동장의 형성으로 연료의 체재시간이 길며, 고온연소시킴으로서 석탄중의 회분을 연소기내에서 용융제거하는 석탄 직접연소의 신기술이다. 실험용으로 제작된 75 kW급 Slagging 연소기에서 Alaska subbituminous 탄으로 성능실험을 수행한 결과 탄소전환율이 95% 이상이며 회분의 용융제거 효율은 약 70%인 것으로 판명되었으며, 연료의 적용범위를 확대하기 위해 Roto탄, Ulan탄 및 Roto탄에 국내 무연탄인 장성탄을 20% 혼합한 혼합탄에 대한 연소실험과 Alaska탄 입자크기의 영향도 알아보았다. Slagging 연소기의 개발을 위해 소형 연소기 실험결과와 유동장 해석, Cold model test를 거쳐 현재 1MW급 연소기가 설계, 제작되어 실험하는 단계에 있다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.04a
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• pp.32-32
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• 1998

고체 로켓 모타 추진제 그레인은 크게 단면 연소형 그레인(end-burning grain)과 내면 연소성 그레인(perforated grain)으로 분류할 수 있다. 단면 연소형 그레인은 부피충전율이 크고 구조적 안전성이 우수한 장점이 있으나 연소면적이 작은 단점이 있고, 내면 연소형 그레인은 연소면적이 큰 장점이 있으나 부피 충전율이 작은 단점이 있다. 따라서 단면 연소형 그레인의 장점인 높은 충전율을 유지하면서 연소면적을 증대시키는 효율적인 방법으로 열전도율이 높은 금속선을 단면 연소 그레인에 삽입시키는 방법이 있다. 높은 열전도율로 인하여 금속선을 따라 연소속도가 빨라져 연소면적이 증가하게 되는데, 금속선이 없을 때의 연소속도와의 비를 연소속도 증가 비라 한다. 이는 추진제 종류, 금속선 재질, 굵기 등에 따라 달라지고, 실험실에서 strand burner test로 구할 수 있다.

• Journal of the KSME
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• v.21 no.3
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• pp.166-174
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• 1981

광물질(회분, 석회석 또는 모래) 입자의 "유동층" (fuidised bed)에 연료를 유입하여 연소시키는 소위 "유동층 연소" 기술은 최근 몇년동안 상당한 발전을 보이고 있다. 왜냐하면 유동층 연소는 특히 저발열량 연료 (저질탄, 쓰레기등)의 연소에 있어서 여러 가지 장점을 갖고 있기 때문이다. 저질탄의 연소에 있어서 이 유동층 연소 기술이 갖는 장점을 열거하면 다음과 같다. a) 회분성분이나 비활성(inert) 성분의 조성이 균일하지 않은 저질탄의 연소능력 b) 열전달 면에서 부식문제의 저하 c) 보통 미분연소때보다 입도가 커도 완전연소가 가능하므로 분탄제조비가 저렴 여기서는 이러한 장점을 가진 저질탄의 유동층 연소에 대해서, International Energy Agency에서 1978년 발행된 Combustion of low grade coal 보고서를 중심으로 살펴보기로 한다. 보고서를 중심으로 살펴보기로 한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2007.11a
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• pp.125-130
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• 2007

Firing tests have been performed for a 30 tonf-class full-scale regeneratively cooled combustion chamber. It was the first model which has welded construction of the injection head and the combustion chamber. A number of firing tests have been performed to evaluate combustion efficiency, regenerative cooling performance and durability of the combustor. This paper describes the results of firing tests performed at the design and off-design conditions which correspond to the chamber pressure of 60 bar, 68 bar respectively and the O/F ratio of 2.5 and 2.8 respectively. The data at each test condition have provided successful results in terms of combustion performance, combustion stability and durability. The tests are considered to be quite meaningful in the sense that the technologies for kerosene regeneratively cooled combustion chamber are successfully proven.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 2006.05a
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• pp.911-915
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• 2006

가스히터의 연소로부터 발생하는 소음 및 진동의 주원인은 연소소음(combustion roar)과 연소진동음(combustion oscillation)이다. 연소음의 특징은 음압이 넓은 주파수대에 걸쳐 비교적 일정하게 분포하고 있다. 본 논문에서 언급하고 있는 가스히터 초기 조건에서 볼 수 있는 상황으로 소음레벨이 낮고 진동 문제도 발생하지 않는다. 반면 연소진동음은 연소실내 기체의 고유진동수에 대하여 버너계가 Positive Feedback을 일으켜 공진할 때 발생되는 소음 및 진동이다. 연소진동의 발생 원인은 앞서 지적한 바와 같이, 연소할 때의 연소 진동수와 연소실의 구조적 고유진동수가 일치하면 큰 진동 및 소음을 발생시킨다. 따라서 소음 및 진동을 해결 할 수 있는 방법은 두 개의 고유진동수가 일치하지 않도록 하는 방법을 강구하여야 한다. 첫 번째 방법으로는 버너에서 연료와 공기량의 비율을 변화 시켜 진동수를 변화 시키거나, 연료와 공기의 통로길이, 연소실내에서의 연료와 공기의 혼합속도를 변화 시키는 방법이 있다. 두 번째 방법으로, 연소실의 고유진동수를 변화 시키는 방법으로 연소실의 길이나 덕트의 길이를 변경시켜 고유진동수의 주파수를 변경시키는 방법이다. 본 논문에서는 연소실의 조건을 변경하여 공명을 회피하는 방법을 채택하였고, 좋은 결과를 얻을 수 있었다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.05a
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• pp.66-70
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• 2010

The performance of 75 ton liquid rocket engine combustion chamber for a space launch vehicle was predicted through firing tests at low pressure. In low pressure tests of 75 ton LRE combustor chamber, the combustion characteristic velocity of 1750 m/sec and the specific impulse of 240 sec were obtained which are higher than the low pressure performance of 30ton combustion chamber. The combustion characteristic velocity of 1770 m/sec and the specific impulse of 278 sec at design point for 75 ton LRE combustion chamber were predicted by using the low/high pressure performance correlation of 30ton LRE combustion chamber.

• 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.