• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2003.10a
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• pp.73-77
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• 2003

Stability rating of KSR-III rocket engine is conducted based on stability rating tests in the course of development of KSR-III rocket engine. Rocket engine is approved to have combustion stabilization ability when it can suppress the external perturbation or pressure oscillation with finite amplitude and recover the original stable combustion. Rocket engine in flight nay be perturbed with unexpectedly large amplitude and thus a designer should not only assure combustion stabilization ability of the engine but also quantify the stabilization capacity. For this, several quantitative parameters and their evaluation are introduced. To verify dynamic stability of KSR-III rocket engine, five stability rating tests have been conducted. Based on these test results, such parameters are quantified and thereby, the stabilization capacity of KSR-III rocket engine is evaluated.

• Journal of the Korean Ceramic Society
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• v.38 no.6
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• pp.545-550
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• 2001

본 연구에서는 분사연소합성(SCS)을 위한 기초단계로서 용액연소합성에 대한 거동을 살펴보고자 알루미나 합성을 모델로 하였으며 이를 위해 전구체에 대한 열분해거동, 그리고 각 온도에서의 평형종 분압 계산 및 합성과정을 조사하였다. 각각의 열중량 분석(TGA) 결과 산화제와 환원제(연료)의 열분해 이력이 서로 다르게 나타났으며, 열역학 응용 프로그램인 ChemSag에 의한 평형종 분압의 계산에서 연소속도를 저하시킬 수 있는 $CO_2$와 수증기 가스 분압이 상당부분 존재하였다. 산화제/환원제 혼합물의 열분석(DTA/TG) 결과 산화제와 환원제의 열분해 거동의 차이, 그리고 매우 작은 시료의 양으로 인해 263$^{\circ}C$에서 발열피크가 매우 작게 나타났다. 열분석 시료에 비해 발열 에너지를 높이기 위해 산화제와 환원제 혼합 전구체를 비이커에서 증기압을 조절하며 가열시켜 본 결과 27$0^{\circ}C$에서 $\alpha$-Al$_2$O$_3$생성물을 얻을 수 있었다. 따라서 분사연소합성 반응을 통해 세라믹 원료를 합성하기 위해서는 연소과정 중 열분해 거동과 평형종의 분압을 고려하여야 한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2006.05a
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• pp.327-330
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• 2006

Numerical simulations were carried out to investigate the base drag characteristics of a base bleed projectile with a central propulsive jet by considering the base homing process. Overall fluid dynamic process is modeled by Wavier-Stokes equations for reacting flows with two-equation $k-\omega$ SST turbulence closure. The combustion process is modeled by finite-rate chemistry with a given partially burned exit condition of the BBU (base-bleed unit). Besides the demonstrating the capability of the present CFD solver for the base drag and the interaction of the base flow with a rocket plume, present study gives an insight into the fluid dynamics and the combustion process of the hybrid-propulsion projectile.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.04a
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• pp.11-11
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• 1999

액체 램제트 연소기는 흡입공기와 분무, 혼합 그리고 이에 따른 연소 등 일련의 과정에 따라 다수의 복잡한 현상들이 상호 밀접하게 관련되어 있다. 본 연구에서는 액체 램제트 연소기내의 유동특성을 파악하기 위해서 2차원 및 3차원 연소기 형상에 대해서 수치적 실험을 수행하였으며, 격자구성은 연소기에 공기를 공급하고 연료를 분무하는 공기 유입관 영역과 연소실 영역, 그리고 출구 대기 영역으로 나누어 독자적으로 격자를 생성시켰다. 2차원과 3차원 유동해석을 비교하였고 분무모델의 적용에 따른 연소특성 및 분사위치에 따른 연소특성을 비교하였다. 유동해석 결과 2차원과 3차원의 유동특성은 달랐으며, 분무모델을 적용해야 정확한 연소 유동 현상을 예측할 수 있음을 알 수 있었다. 그리고 유입관의 안쪽에 연료의 분사위치를 준 경우가 연소의 안정화에 필요한 재순환영역으로의 연료의 혼합이 잘 되어 유입관 바깥쪽에 연료를 분사시키는 것보다 좋은 분사위치임을 알 수 있었다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.11a
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• pp.981-984
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• 2011

A high-resolution numerical study is carried out to investigate the transient process of the combustion and the shock-train developments in an ethylene-fueled direct-connect dual-mode scramjet combustor. Following the fuel injection, air-throttling is applied at the expansion part of the combustor to provide mass addition to block the flow to subsonic speed. The ignition occurs several ms later when the fuel and air are mixed sufficiently. The pressure build up by the combustion leads to the shock train formation in the isolator section that advances to the exit of the intake nozzle. Then, the air-throttling is deactivated and the exhaust process begins and the situation before the air-throttling is restored. Present simulation shows the detailed processes in the dual-mode scramjet combustor for better understanding of the operation regimes and characteristics.

• Proceedings of the Korea Society for Energy Engineering kosee Conference
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• 2002.05a
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• pp.91-96
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• 2002

본 연구는 화력발전소에서 발생하는 fly ash의 재활용 분야중 하나인 fly ash 경량골재 생산과정에서 소성(sintering)온도를 결정하는 미연탄소의 연소 현상을 분석함으로서 공정에 적용 가능한 단일 입자 연소 모델 개발을 목적으로 한다. fly ash 경량골재는 미연탄소를 포함한 fly ash를 점결제를 이용하여 성형하고, 함유된 미연탄소를 연소시켜, 그 연소열을 이용하여 fly ash를 소성 시켜 형성된다.(중략)

• Journal of the korean Society of Automotive Engineers
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• v.15 no.6
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• pp.23-32
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• 1993

스파크 점화기관의 연소과정 해석은 엔진성능분석 및 예측의 핵심이며 배기가스 배출과도 밀접히 연관된다. 스파크 점화기관의 연소해석을 수행하기 위해 연소실 압력 측정, 유사 차원 해석, 3차원 유동 및 연소 해석을 수행하여 결과를 비교하였다. 이들 방법은 서로 일치하는 경향을 보이며 상호간의 장단점을 보완하는 역할을 할 수 있음을 알 수 있다. 본 연구는 이러한 시도의 첫번째 결과로서 계속적인 비교 연구가 수행될 예정이다.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 2001.06a
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• pp.3-8
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• 2001

LBM은 분자 운동을 직접 모사하지 않고 통계 역학적 원리에 기초하여 주어진 격자 구조 아래서 입자들의 단순 이동, 충돌 과정의 반복에 의해 유동을 모사하는 방법이다. 이미 다양한 열유동 현상들에 대한 응용 결과가 발표되었으며 병렬화, 단순한 프로그래밍 등의 장점으로 인해 앞으로 연소, 다상 유동, micro/nano 스케일 유동 등의 해석에 많은 가능성을 지니고 있다. 아직 국내에서는 이에 대한 소개가 제대로 이루어지지 못해 관련 분야의 연구자들이 충분한 관심을 갖고 있지 않은 것으로 생각되어 본 논문에서 LBM 방법에 대한 개략적인 소개를 시도하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.11a
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• pp.32-32
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• 2000

3단형 과학로켓의 고체모타의 내부 유동을 추진제의 연소에 따라 내부형상이 변화하는 과정에 대해 수치해석 하였다. 추진제는 표면에서 균일하게 연소된다고 가정하였으며 연소거리가 0.1mm, 30mm, 60mm, 90mm인 경우의 고체모타 내부 물리량 변화를 관찰하였다. 연소가 진행되며 잠입형 노즐의 위 부분에 큰 재순환 영역이 생기는 것이 관찰되었으며 노즐에 작용하는 압력 힘을 구하여 본 결과 노즐부의 모멘트 힘은 크지 않은 것으로 판명되었다.(중략)

• Journal of the KSME
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• v.23 no.6
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• pp.427-433
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• 1983

내연기관의 성능은 실린더에서 연료의 화학에너지가 열에너지로 얼마만큼 빠르고 완전하게 변화하느냐에 좌우된다. 이를 위해서는 실린더 내에서 뜨거운 압축공기와 연료의 혼합 및 증기화가 요구된다. 엔진의 출력은 매 사이클당 흡입.압축할 수 있는 공기량에 좌우되므로 연소의 해석을 위해서는 실린더 내의 공기유동, 연료의 분무 및 연소과정을 이해 해야한다. 배기와 엔진효율의 요구성때문에 희박 혼합기 또는 EGR (exhaust gas recirculation)이 필요하게 된다. 그러나 희석이 크면 낮은 연소온도, 낮은 층류흐름속도와 화염전면의 낮은 난류강도 때문에 연소기간이 증대하게 된다. 실제로 희박의 증가는 실화 또는 긴 연소 지연기간, 사이클 마다의 연소맥동현상, HC배기의 증가등을 초래하게 된다. 이러한 저온연소의 단점들은 연소상태를 안정시키고 연소량을 증대시키는 공기의 유동을 이용해서 해결 될 수 있다. 최근에는 선회류와 난류의 강도를 증가시켜서 빠른연소(fast burning)를 이루고 있다. 선회류와 난류의 강도를 증대시키는 가장 중요한 2가지 방법은 흡입포트(port), 매니홀드(manifold)설계이다.