• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 2010.11a
• /
• pp.419-422
• /
• 2010

An unsteady numerical combustion analysis was performed to investigate the combustion characteristics of A Dual Combustion Ramjet(DCR) engine using a gas generator. According to a variance of the equivalence ratio of the gas generator, the flow pattern in the combustor was analyzed. A typical acoustic frequency in the combustor was observed by detail analysis of pressure fluctuation at each location of the combustor.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
• /
• v.24 no.1
• /
• pp.24-33
• /
• 2020

In this study, model combustion tests were conducted to investigate the combustion instability characteristics of swirl coaxial injectors for a liquid rocket engine. To examine the effects of the combustion chamber resonant frequency and the injector mixing conditions, pressure fluctuations in the combustion chamber were measured by changing the combustion chamber length, injector recess length, and propellant mixture ratio. From the test results, the variation in the pressure fluctuations for each experimental condition was confirmed and the combustion stability was evaluated by stability mapping. It was found that the longitudinal mode and Kelvin-Helmholtz instabilities occurred due to the change in the combustion chamber and recess lengths.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 2011.04a
• /
• pp.326-330
• /
• 2011

Development and validation of performance analysis model for dual combustion ramjet engines has been performed. A typical performance model for hypersonic intake flow and supersonic mixing and combustion was demonstrated; Taylor-Maccoll equation for coaxial intakes and a quasi-one dimensional reacting flow analysis with CEA chemical equilibrium for supersonic combustion. The results, thermodynamic data of intake and supersonic combustor were validated with CFD numerical results.

• Proceedings of the Korea Society for Energy Engineering kosee Conference
• /
• 1997.10a
• /
• pp.70-77
• /
• 1997

표면연소버너의 모재 중 최근 많은 관심을 끌고 있는 금속섬유를 이용한 LPG 및 COG의 연소특성을 파악하였다. 연소모드, 매트 표면온도분포, 공해물질 배출량, 버너 전후단 압력 손실을 측정한 결과, COG 연소시가 더 넓은 범위의 적열영역을 얻을 수 있었고, 매트의 평균 표면온도도 높았다. NOx 발생량은 100ppm 이하였고, 연소부하 50kcal/$ extrm{cm}^2$hr에서의 매트 전후단의 압력손실은 30mmH2O로 압력손실은 거의 없었다. 적열범위나 표면온도분포 등이 가스별로 약간의 차이를 보였으나, 매트의 종류에 크게 상관없이 안정연소를 달성할 수 있어 가스 특성이 상이한 각종 가스의 연소에 표면연소기술의 적용이 가능할 것이다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
• /
• v.12 no.5
• /
• pp.43-50
• /
• 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($40{\sim}45MW$).

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• v.y2005m4
• /
• pp.194-197
• /
• 2005

Pulse-mode performance evaluation is made for a set of monopropellant hydrazine thrusters producing $0.95 lb_{f}$ of nominal steady-state thrust at an inlet pressure of 350 psia. With a brief description on the hot-firing test matrix, a typical data obtained from pulse-mode firing is given directly showing the variational behavior of propellant supply pressure, vacuum condition, and thrust, in addition to the thermal response of the thruster. The performance features are successfully compared to the reference criteria of 1-lbf standard monopropellant rocket engine.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 2006.05a
• /
• pp.355-358
• /
• 2006

A linear acoustic analysis is conducted to examine bituning of acoustic resonators for acoustic damping in a combustion chamber of liquid rocket engine. Bituned resonators are tuned to the two principal modes, the first tangential(1T) and the first radial(1R) modes. First, the acoustic-damping effect of monotuned resonators is investigated. The damping capacity is quantified by damping factor as a function of the number of the resonators monotuned to 1T or 1R mode. Next, the damping characteristics of the bituned resonators are investigated. From the numerical data, the number of resonators, to be tuned to 1T and 1R modes, respectively, can be selected properly.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 2007.11a
• /
• pp.198-203
• /
• 2007

The aim of this study is to suppress the high-frequency combustion instability by acoustic absorption through swirl injector with variable air core length. In the previous study, acoustic damping effects on air core (length, shape, volume) and location of the injector in a model chamber were investigated. Through previous results, our study has advanced to the effect of tuned multi-injectors. From the experimental data, it is proved that increasing of numbers of injectors mounted each anti-node point can increase acoustic damping effect. Also, when tuned injectors at 1L, 1T, 1L1T modes simultaneously are installed each anti-node point of model chamber, damping effect of tuned injectors with multi modes is well agreed with it of tuned injectors with single mode.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 2000.04a
• /
• pp.5-5
• /
• 2000

액체 추진 로켓 엔진의 고주파 연소 불안정 관련 이론은 대체로 연소기 내부의 음향 공명 모드와 분무 연소 과정의 상호 작용을 구동 메커니즘으로 전제하며 Rayleigh Criterion의 재해석에 기초하여 불안정성 평가를 위한 매개변수를 도입하고 연소 불안정성을 예측한다. 여기에는 음향장 분석 이론, 음향 불안정 이론, 연소응답 및 기화반응 이론 등이 포함된다. 본 연구에서는 LOX/RPl 추진제 조합의 액체 추진 로켓 엔진 연소기를 대상으로 다차원 순수 음향장 해석과 연소-음향장 분석을 통해 대상 엔진의 고주파 연소 불안정 특성을 예측하였다. 수동 제어 기기인 음향공 설치에 따른 연소기의 음향장 및 연소-음향장의 특성 변화를 고찰하고 위 결과를 종합하여 음향공의 연소 불안정 억제 성능 및 대상 엔진의 연소 불안정성을 평가하였다. 연소기 형상 및 음향공 설치에 따른 다차원 순수 음향장 해석은 상용코드인 ANSYS를 사용하여 수행하였다. 내부 유체는 압축성, 비점성 유체로 유체의 평균 유동은 무시하며 위치에 관계없이 균일한 물성치를 부여하였다. 정상상태 연소과정을 가정하고 평형 화학을 이용한 분석 결과로부터 연소 기체의 관련 물성치를 결정하였다. 연소기 길이 방향, 반경 방향, 원주 방향 격자점들의 음향 특성을 주파수 영역에 대해 해석하고 3차원 음향 모드 형상을 토대로 음향장을 분석하였다. 연소-음향장 해석은 음향 불안정 이론 중 n- $\tau$ 2 매개변수 기법을 사용하였다. 연료 액적의 분무 연소 과정을 1차원적으로 가정하고 정상상태의 평형 화학 계산 결과를 이용하여 엔진의 연소면을 1차원적으로 설정하였다. 상류 연소응답과 중립 안정 곡선을 토대로 대상 엔진의 연소 불안정 특성을 분석하였다.구 분석 결과 기술적 문제점으로는 배기 가스온도가 낮은데 따른 출구 부분의 Bearing, Sealing이 문제가 될 수 있다고 판단되며 배기 가스 자체에 대기 공기중에 함유되어 있던 습기가 얼어붙는(Icing화) 문제가 발생하기 때문에 배기가스의 Icing을 방지하기 위하여 압축기 끝단에서 공기를 추출하여 배기부분에 송출할 필요성이 있는 것으로 판단되었다. 출구가스의 기체 유동속도가 매우 빠르므로 (100-l10m.sec) 이를 완화하기 위한 디퓨저의 설계가 요구된다고 판단된다. 또 연소기 후방에 물을 주입하는 경우 열교환기 및 기타 부분품에 발생할 수 있는 부식 및 열교환 효율 저하도 간과할 수 없는 문제로 파악되었다. 이러한 기술적 문제가 적절히 해결되는 경우 비활성 가스 제너레이터는 민수용으로는 대형 빌딩, 산림, 유조선 등의 화재에 매우 적절히 사용되어 질 수 있을 뿐 아니라 군사적으로도 군사작전 중 및 공군 기지의 화재 그리고 지하벙커에 설치되어 있는 고급 첨단 군사 장비 등의 화재 뿐 아니라 대간첩작전 등에 효과적으로 활용될 수 있을 것으로 판단된다.가 작으며, 본 연소관에 충전된 RDX/AP계 추진제의 경우 추진제의 습기투과에 의한 추진제 물성 변화는 미미한 것으로 나타났다.의 향상으로, 음성개선에 효과적이라고 사료되었으며, 이 방법이 편측 성대마비 환자의 효과적인 음성개선의 치료방법의 하나로 응용될 수 있으리라 생각된다..7%), 혈액투석, 식도부분절제술 및 위루술·위회장문합술을 시행한 경우가 각 1례(2.9%)씩이었다. 13) 심각한 합병증은 9례(26.5%)에서 보였는데 그중 식도협착증이 6례(17.6%), 급성신부전증 1례(2.9%), 종격동기흉과 폐염이 병발한 경우와 폐염이 각 1례(2.9%)였다. 14)

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.36 no.1
• /
• pp.62-71
• /
• 2008

Swirl injector with adjustable backhole length was analyzed to suppress high-frequency combustion instability in Liquid Rocket Engines. In order to analyze the effect of swirl injector as an acoustic absorber, swirl injector was regarded as a quarter-wave resonator and its damping capacity is verified in atmospheric temperature. Experiments were carried out with copied tubes on air core because the interior air core volume of injector has a direct effect on damping. From the experimental data, it is proved that increasing the number of injectors mounted at each anti-node point can increase acoustic damping effect. Also, when tuned injectors at 1L, 1T, 1L1T modes simultaneously are installed at each anti-node point of model chamber, the damping effect of tuned injectors with multi modes agree well with it of tuned injectors with single mode.