• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2004.10a
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• pp.157-161
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• 2004

The colse type of engine system, in which the combustion gas after the gas-turbine with high temperature is supplied to the combustion chamber, was selected to increase the energy characteristics in making the rocket engine scheme which makes 1700kN thrust. The nozzle was designed with consideration of film cooling, nozzle efficiency, and the real state of cobmustion gas during the expansion in nozzle. The change of gas state and the composition of the gas through the nozzle was studied by the graphic, too.

• Journal of the KSME
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• v.30 no.6
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• pp.521-534
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• 1990

유동층 연소방식을 이용한 열병합설비는 상당수가 전세계적으로 성공리에 운전되고 있으며, 연료의 폭넓은 수용성, 저온연소에 기인한 저공해 특성으로 인해 기존연소 방식보다 월등한 강 점이 인정되고 있다. 따라서 에너지 활용의 극대화와 환경오염의 최소화라는 두가지 명제를 만족시키는 금세기 최대의 매력적인 석탄 연소 방법으로서 유동층 연소 기술은 지속적인 확산이 예상된다. 그러나 그 동안의 문제가 제작자와 사용자의 노력에 의해 거의 해결되었다고는 하나, 아직도 대형화 및 기본설계상의 문제가 부분적으로 해결되어야할 숙제로 남아 있다. 최근의 추세는 다양한 형태의 설계개념이 차츰 서로 비슷해지는 추세로서, 이는 구체적인 설계과정에서 최적 시스템으로 취합되는 경향을 나타내고 있다. 각공정에 맞는 최적 시스템/최적 설계를 도 입하기 위해서는 각 제작자의 독특한 시스템에 대한 검토 분석이 있어야 하며, 사용코자하는 연료와 석회석의 물리화학적 특성을 사전에 분석하여 선택코자 하는 유동층 시스템과의 적합성 여부에 대한 사전 검토가 요망된다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2005.11a
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• pp.121-131
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• 2005

For thrust motion of high speed underwater torpedo the special hydro reactive fuels that burns in vapor water and water supply from aboard is used. The main component of this hydro reactive fuel is the powder of active metal (Mg, Al) that can burn in water vapor with large heat generation in the rocket combustion chamber. The thermodynamic analysis of combustion properties of the burning of the particles of these active metal in the vapor water have been carried out. The conception for the possible content variants of the hydro reactive fuels have been discussed using the geometrical and thermodynamic combustion conditions with the basic recommendation for contents of designed hydro reactive fuels in future.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.22 no.5
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• pp.73-80
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• 2018

At the early stages of development of high-speed propulsion systems, associated uncertainties cannot be easily modeled into probabilistic distributions, owing to the lack of test data, cost, and difficulty of simulating real-flight environments on the ground. To tackle this issue, in this research, the combustion efficiencies of dual-combustion ramjet engines are assumed to have been provided by experts and quantified by evidence theory. Using quantified uncertainty, the inlet area and combustor exit are optimized while satisfying reliability margins of thrust and thermal choking. The result shows a reasonable design of the engine under uncertain circumstances.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2001.04a
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• pp.35-38
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• 2001

The aerothermodynamic characteristics of SCRamjet engine for the airbreathing populsion system of the next generation flight vehicle are described. As the flow is passing by, combustion caused the total pressure loss and the Mach number decrease, but nozzle exit velocity is large enough to produce net thrust. To simulate supersonic combustion test, preliminary design of ground-based blowdown type supersonic combustion tunnel is attained. Minimum allowable operating pressure and mass flow rate are calculated for the design Mach number of 2.5 at the test section of a supersonic combustion tunnel.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.13 no.2
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• pp.150-159
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• 2014

This study provides a brief introduction to application of the computational fluid dynamics to domestic development of combustion devices for liquid-propellant rocket engines. Multi-dimensional flow analysis can provide information on the flow uniformity and pressure loss inside the propellent manifold, from which the design selection can be performed during the conceptual design phase. Multi-disciplinary performance analysis of the thurst chamber can also provide key information on performance-related design issues such as fuel film cooling and thermal barrier coating conditions. Further efforts should be made to develop numerical models to resolve the mixing and combustion characteristics of LOX/kerosene near the injection face plate.

• 열병합발전
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• s.31
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• pp.24-28
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• 2003

• Journal of Nuclear Fuel Cycle and Waste Technology(JNFCWT)
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• v.13 no.3
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• pp.201-209
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• 2015

Currently, 23 nuclear power plants are in operation at Kori, Uljin, Younggwang and Wolsong site and a reference deep geological disposal system has been developed for the spent fuels generated by them. The reference spent fuel for this disposal system has 4.5wt% of initial enrichment, 55 GWd/MtU of burn-up, and 40 years of cooling time. In this paper, to improve disposal efficiency and economic feasibility, the characteristics of spent fuels from nuclear power plants, such as type and burn-up, were reviewed. A disposal canister concept for shorter length and relatively lower burn-up spent fuels than the reference spent fuels was developed. Based on this canister concept, thermal analyses were carried out and a deep geological disposal concept was proposed. Measures of disposal efficiency such as unit disposal area and disposal density were compared between this disposal system and the reference disposal system. Also, economic feasibility, such as the volume reduction of copper, cast iron, and bentonite, was analyzed and the results of these analyses showed that the disposal system proposed in this paper has an efficiency of at least 20%. These results could be used for establishing spent fuel management policy and designing practical disposal systems for spent fuels.

• 한국신재생에너지학회:학술대회논문집
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• 2010.11a
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• pp.81.2-81.2
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• 2010

고체 산화물 연료전지(SOFC) 시스템은 스택과 기계적 주변 장치인 MBOP(Mechanical Balance of Plant), 그리고 전기적 주변장치인 EBOP(Electrical Balance of Plant)로 구성되어있다. SOFC는 일반적으로 $700^{\circ}C$ 이상의 고온에서 작동되기 때문에 효율적인 열 이용 및 열 관리가 중요하다. SOFC 시스템의 MBOP에는 상온의 연료가스들을 고온으로 가열하여 스택에 유입 시기키 위한 열교환기 및 촉매연소기 등의 장치들이 필요하며, 효율적인 열관리를 위해서는 고온에서 작동하는 장치들을 한곳에 통합하여 구성하는 것이 필수적이다. 본 연구에서는 SOFC 시스템의 MBOP(Mechanical Balance of Pant) 중 고온부에 해당하는 촉매연소기, 열교환기 및 스택이 통합된 스택 모듈을 제작에 앞서 개념 검증을 위해 열교환기 및 촉매연소기로 이루어진 프로토타입(prototype)의 SOFC 모듈평가 장치를 제작하였다. 열교환기는 Plate형으로 총 6개로 구성되어 있으며, 연료극과 공기극 가스라인에 각각 3개씩 배치하여 스택에 유입되는 연료 및 공기가 촉매연소기에서 나오는 고온의 배가스와 열교환되어 가열되도록 구성하였다. 촉매연소기는 honeycomb 타입의 촉매를 사용하였고, 촉매연소기로 유입되는 연료극 배가스와 공기의 균일혼합과 hot spot을 방지하기 위한 장치를 삽입하여 제작하였다. 제작된 SOFC 모듈평가장치는 시운전을 통해 각 장치의 성능 확인 후 반응면적이 $20{\times}20cm^2$ 인 단전지를 적층하여 연계 운전을 수행하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1995.11a
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• pp.49-55
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• 1995

이원 액체추진제를 사용하는 인공위성용 로켓 추진기관의 개발을 위한 핵심부품별 개념 및 상세설계, 성능해석, 성능실험용 시작품의 제작, 수류 성능실험 및 지상 연소시험이 수행되었다. 인공위성 궤도조종용 로켓 추진기관은 1.38MPa의 연소실 압력으로 4초동안 1780N(400$Ib_f$)의 평균추력을 내도록 설계되었으며, 산화제로는 질산, 연료로는 트리 에틸렌 아민(triethylene amine, TEA)과 자이리딘(xylidine)의 혼합물로 구성된 접촉발화형 이원 액체추진제를 사용하고, 추진제를 가압방식에 의해 연소실에 분사하는 방법으로 분사충돌, 미립화, 그리고 기화 후 연소시키게 된다. 효율적인 설계를 위하여 설계전용 소프트웨어를 개발하였으며, 추진기관의 핵심부품별로 유동 시뮬레이션을 수행하고, 해석결과와 수류 실험결과를 바탕으로 설계를 수정, 보완하였다. 지상 연소시험 및 수류 성능실험을 위하여 추진제 공급장치 및 계측 시스템이 설계, 제작되었고, 시스템의 작동 및 자료처리를 위한 소프트웨어를 개발하여 수류 성능실험 및 지상 연소시험에 사용하였으며, 연소시험결과 지상 평균추력 378$Ib_f$를 발생하였다.