• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.12 no.5
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• pp.51-59
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• 2008

DLN-2.6 combustion tuning was carried out for the maintenance of GE 7FA+e gas turbine at Seo-Incheon combined cycle power plant. DLN-2.6 combustion system has the higher level of yellow plume and combustion vibration problem in the initial operating mode than that of the base mode($100{\sim}160MW$). The objectives of this study are to investigate the causes of yellow plume and combustion vibration problems at the starting mode and to suggest the best operating condition for the reliable working of the real combustors. By the analysis of tuning data, we could conclude that a yellow plume is caused by the rich mixture(${\phi}{\sim}1$) in a PM 1 nozzle at mode 3($20{\sim}30MW$). In addition, the combustion vibration($120{\sim}140Hz$) might be related to the cold flow characteristics of PM 3 nozzles at mode 6B($40{\sim}45MW$).

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.6 no.1
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• pp.21-29
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• 2002

Hybrid propulsion systems provide many advantages in terms of stable operation and safety. However, classical hybrid rocket motors have lower fuel regression rate and combustion efficiency compared to solid propellant rocket motor. The recent research efforts are focused on the improvement of volume limitation and regression rate in the hybrid rocket engine. The present study has numerically investigated the combustion processes in the hybrid rocket engine. The turbulent combustion is represented by the eddy breakup model and Hiroyasu and Nagle and Strickland-Constable model are used for soot formation and soot oxidation. Radiative heat transfer is modeled by finite volume method. To reduce the uncertainties for convective heat transfer near solid fuel surface having strong blowing effect, the Low Reynolds number $\kappa-\varepsilon$ turbulent model is employed. Based on numerical results, the detailed discussion has been made for the turbulent combustion processes in the vortex hybrid rocket engine.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.536-542
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• 2017

A great deal of difficulty is encountered in the thermo-mechanical analyses of nozzle assembly for solid propellant rocket motors. The main issue in this paper is the modeling of the boundary conditions and the connections between the various components-gaps, relative movements of the components, contacts, friction, etc. This paper evaluated the complex phenomena of nozzle assembly during burning time with co-simulation which include fluid, thermal surface reaction/ablation and structural analysis. The validity of this approach was verified by comparison of analysis results with measured strains.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.22 no.4
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• pp.36-43
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• 2018

A great deal of difficulty is encountered in the thermo-mechanical analyses of nozzle assemblies for solid propellant rocket motors. The main issue in this paper is the modeling of the boundary conditions and the connections between the various components-gaps, relative movements of the components, contacts, friction, etc. This paper evaluates the complex phenomena of nozzle assemblies during burning time with co-simulations that include fluid, thermal surface reaction/ablation, and structural analysis. The validity of this approach is verified via comparison of analysis results with measured strains.

• The Journal of the Korean dental association
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• v.40 no.9 s.400
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• pp.667-679
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• 2002

일반 특수신체 정신장애자나 연소연로자의 병약 문제에 대해서는 일단 복지차원으로 국가가 배려하고 있으나 치과분야에서의 절대 무치악자, 선천성 기형 구강암 수술 후의 다량의 조직결손 등의 특수질환자에 대해서는 조명되지 않고 간과돼 온 것이 사실이다. 기술적인 면에서나 경제적인 면에서 일반적인 방법으로는 치료가 불가능한 치과 특수장애자를 위한 특수진료원을 국가가 정책적으로 설립하는 것이 당연하다는 것을 객관화할 수 있는 근거를 본 연구에서는 제시하고 있다. 치협의 학술국 연구사업으로서 국립구강악안면특수장애 수복진료원 설립을 위한 기초자료 조사를 완료하여 지난 4월 보고한 내용을 게재한다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.33 no.11
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• pp.57-64
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• 2005

Large Eddy Simulation (LES) of turbulent premixed combustion flow is performed by using the dynamic subgrid scale model based on -equation describing the flame front propagation. After introducing the LES governing equations with dynamic subgrid scale (DSGS) model newly introduced into the -equation, the turbulent premixed combustion flow over backward facing step is analyzed to validate present formulation. The calculated results can predict the velocity and temperature of the combustion flow in good agreement with the experiment data.

• Journal of the KSME
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• v.31 no.7
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• pp.652-656
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• 1991

일반적으로 로켓 추진기관이라고 하면 외부로부터의 산소 공급없이, 추진제라고 불리는 물질이 연소할 때 발생하는 고온 고압의 연소가스를 고속으로 노즐로 통과시켜 추력을 얻는기관을 말 한다. 연소는 산소와의 화합반응이 급격히 일어날 때 일어나는 현상이므로 외부로부터 산소공 급이 없다는 것은, 추진제 자체에서 산소공급이 가능하다는 것을 의미한다. 즉, 추진제는 그 자 체가 흔히 말하는 연료성분과 산소를 공급할 수 있는 산소화합물을 같이 묶어둔 물질이어야 한다. 그러나 지구를 둘러싸고 있는 대기에는 산소가 20%나 포함되어 있으며, 이 무궁무진한 산소를 이용하지 않는다는 것은 여러 면에서 손실임을 쉽게 알 수 있을 것이다. 그럼에도 불구 하고 이를 이용하지 못하고 있었음은 그 나름대로의 어려움이 있었기 때문일 것이다. 그러나 인간의 노력과 연구로 불가능했던 많은 사실도 가능하게 된 것이 헤아릴 수 없이 많아지고 있음 또한 주지의 사실이다. 로켓 추진기관 분야에서도 순수 연료 성분만을 로켓에 탑재하고 산소는 흡입되는 대기중의 것을 이용하자는 것이 새로운 연구분야로 각광을 얻고 있으며, 실제로 이러한 방법이 실용화되고 있다. 이와 같이 흡입공기를 산소원으로 하는 추진기관을 총칭 램제트 추진 기관이라고 한다.

• Journal of the KSME
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• v.23 no.4
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• pp.288-294
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• 1983

고속기류에 의한 수표면의 유통은 호수나 강에서 흔히 볼 수 있는 물리적인 현상으로서 기류의 속도가 증가함에 따라서 수표면에서 액적이 발생하게 되는 이른바 액체미립화 현상(atomization )이 일어나게 된다. 이러한 액체의 미립화는 내연기관에서의 분무연소에서 부터 가정에서 습도를 유지하는 가습기 및 살충제분무기에 이르기까지 그 운용도가 매우 광범위하며 최근에 이르러 액체미립화가 유체역학의 한 부분을 차지하는 단계에까지 이르러 매년 각국에서 미립화에 대한 심포지움이 개최되고 있으며 연구실적면에서는 미국보다도 오히려 가까운 일본에서 미립화에 대한 연구가 더 활발히 진행되고 있는 반면 아직 우리나라에서는 이렇다할 연구가 없으며 미립 화에 관한 논문도 불과 한두 편에 이르는 실정이다. 이러한 중요한 물리적인 현상에 대해 좀더 자세한 이해를 위해서는 액체와 기체의 상호접촉면에서의 정량적인 특성에 대한 연구가 필요하며 이러한 정량적 인자에는 (1) 액막의 평균두께 (2) 액막내의 속도분포, (3) 액막표면의 파고, 파장의 파면구조, (4)기체중의 속도분포 등이 있다.

• Journal of the Korean Institute of Gas
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• v.14 no.5
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• pp.1-6
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• 2010

In this work, a numerical investigation is performed for the combustion chamber of domestic gas boiler with 1-stage and 2-stage heat exchangers. The fluid flow and heat transfer performance is simulated with a structure change of heat exchanger. The numerical solution shows that the heat transfer of the 2-stage heat exchanger is about 24% higher than that of the 1-stage heat exchanger, while the pressure loss of the 2-stage heat exchanger increases. The temperature of combustion chamber with 2-stage heat exchanger is lower than that of 1-stage. This effect reduces thermal NOx with decrease of high temperature staying time of the combustion gas.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.22 no.3
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• pp.46-52
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• 2018

A simple Crocco's $n-{\tau}$ time delay model and linear analysis of fluid flow coupled with acoustics are combined to investigate the high frequency combustion instability in the combustion chamber of LOX/hydrocarbon engines. The partial differential equation of the velocity potential is separated into ordinary differential equations, and eigenvalues that correspond to tangential resonance modes in the cylindrical chamber are determined. A general solution is obtained by solving the differential equation in the axial direction, and boundary conditions at the injector face and nozzle entrance are applied in order to calculate the chamber admittance. Frequency analysis of the transfer function is used to evaluate the stability of system. Stability margin is determined from the system gain and phase angle for the desired frequency range of 1T mode. The chamber model with variable baffle length and configurations are also considered in order to enhance the 1T mode stability of the combustion chamber.