• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.15 no.4
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• pp.94-102
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• 2011

Sub-system requirements of a pressure-fed hot-firing test facility for performance assessment of a Liquid Rocket Engine(LRE) thrust chamber using Liquid oxygen and kerosene were described. These requirements were based on the experience of construction and operation of the ground hot-firing test facility which was used for the development of the KSR-III and a 30 tonf-class LRE thrust chamber. So it is expected that this paper is used as a basic material and an itemized previous review statement for the design and construction of a large hot-firing test facility.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.63-71
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• 2010

Sub-system requirements of a pressure-fed hot-firing test facility for performance assessment of a Liquid Rocket Engine(LRE) thrust chamber using Liquid oxygen and kerosene were described. These requirements were based on the experience of construction and operation of the ground hot-firing test facility which was used for the development of the KSR-III and a 30 $ton_f$-class LRE thrust chamber. So it is expected that this paper is used as a basic material and an itemized previous review statement for the design and construction of a large hot-firing test facility.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.05a
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• pp.5-9
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• 2010

In the paper, the dynamic characteristics obtained from hot-firing tests of 1/2.5-scale thrust chamber for 75 tonf-class liquid rocket engine were described. To investigate the dynamic characteristics by engine start transient period and chamber pressure variation, hot-firing tests were performed in the chamber pressures of 30 bar and 60 bar. According to these variations, combustion stability in the combustion chamber was examined.

• 한국신재생에너지학회:학술대회논문집
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• 2010.06a
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• pp.215.2-215.2
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• 2010

지구온난화의 주범으로 알려진 $CO_2$의 대기 중 농도는 산업혁명 이전 280ppm에서 산업 혁명 이후 375ppm으로 증가하였다. 정부 간 기후변화패널(IPCC)의 기후변화 시나리오에 의하면, 지금부터 다양한 감축노력을 한다 할지라도 $CO_2$ 증가추세는 계속되어 2100년경에는 대기 중 $CO_2$농도가 600~950ppm에 이를 것으로 예측하고 있다. 현재까지 화력발전부분은 온실가스($CO_2$)의 최대 배출 원으로 알려져 있으며 이 분야의 $CO_2$ 회수기술은 연소 후 포집(Post-combustion), 순산소 연소(Oxy-fuel combustion), 연소 전 탈탄소화(Pre-combustion) 3가지로 크게 구분된다. 이중 석탄가스화복합발전(IGCC)기술과 연계하여 $CO_2$를 회수할 수 있는 방법이 연소 전 탈탄소화 기술이다. 핵심기술은 $CO_2$ 분리공정으로 적용 될 수 있는 기술로서는 흡착 흡수법, 막분리법 그리고 가스 하이드레이트가 있으나 아직까지 우리나라의 가스 하이드레이트 기술은 전무한 형편이다. 본 연구에서는 가스 하이드레이트 형성원리를 이용하여 정온 정압 조건에서 $CO_2/H_2$ 하이드레이트를 제조하였으며 특히, 하이드레이트 형성 촉진제인 TBAB(Tetra-n-butyl ammonium bromide)를 첨가하여 TBAB 농도에 따른 상평형 및 속도론 실험을 수행 하였다. 또한 라만 분석을 통하여 $CO_2$ 회수 분리에 대한 연구도 병행하였다.

• The Science & Technology
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• v.29 no.6 s.325
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• pp.86-87
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• 1996

인하대의 채재우교수가 이끄는 연소공학연구실은 환경문제와 관련한 청정기술을 집중개발하는 연구실로 러시아 과학자 7명을 비롯해 총 28명의 연구원이 밤과 낮을 가리지 않고 연구에 열중하고 있다. 올해 열리는 한국산업기술대전에 개인연구팀으로는 이례적으로 디젤자동차, 봉고 등의 연료분사기를 임의로 조절해 매연을 막는 '전자분사장치'를 출품하기 위해 준비에 바쁘게 움직이고 있다.

• Journal of the KSME
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• v.34 no.8
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• pp.632-642
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• 1994

이 글의 앞부분에서는 소각로 관련 선진기술 중에서 소각 연소실부분에 대한 내용을 검토하고, 저공해화를 위한 연소실을 설계할 때 고려해야 할 인자들을 도출한다. 이러한 설계인자들에 대한 정량적인 평가는 설계개념 확인 및 설계인자의 검토를 위한 연소, 유동, 열전달 등 실험실 규모의 실험과 열유동의 전산해석 기법을 활용하여 설계변수의 최적화를 통해 이루어진다. 이 글에서는 컴퓨터. 프로그램을 사용하는 전산유동해석, 축소 모형장치를 사용하는 실험 등 열유동 해석법과 고형 폐기물의 연소특성을 분석하는 실험적.이론적 접근법을 소개한다.

• Proceedings of the Korea Society for Energy Engineering kosee Conference
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• 2002.11a
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• pp.3-7
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• 2002

보일러 분야에 비해 요ㆍ로 분야는 로내 온도분포, 피가열물의 물리적 특성, 고열에 의한 열처리 등으로 인해 상대적으로 공정개선, 폐열회수율 등이 떨어지는 설비이다. 이에 일본, 미국, 유럽 등 선진국에서는 90년 초부터 연소배가스의 폐열을 적극적으로 회수하여 연소시키는 고온공기연소기술을 개발하여 상용화하였다.(중략)

• Journal of the korean Society of Automotive Engineers
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• v.10 no.4
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• pp.14-18
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• 1988

액체의 미립화는 액체연료의 연소를 위한 분무, 분무 도장, 농약 살포, 의료기기, 용융 금속의 금속 분말의 제조 등의 여러분야에 널리 이용되고 있다. 특히 연소 기관은 액체 연료의 미립화와 증발 특성에 따라 기관의 연소와 성능은 크게 변화하므로 연소실 내의 연료 미립화 특성의 개선은 매우 중요하다. 미립화에 영향을 미치는 인자에는 연료의 물성과 분사 기구 및 분사 밸브 등의 구조와 분사압력 등은 연료 미립화에 주된 영향을 미치는 요인의 하나가 되고 있다. 여기서는 주로 액체연료의 미립화에 일반적인 기초 사항과 분무 특성의 표시 방법, 측정법에 대하여 기술하기로 한다.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 2015.12a
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• pp.275-275
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• 2015

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.11a
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• pp.69-73
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• 2009

Combustion test results of 1/2.5-scale thrust chamber for 75tonf-class liquid rocket engine were described. The thrust chamber has chamber pressure of 60 bar, propellant mass flow rate of 89 kg/s, and nozzle expansion ratio of 12. The combustion tests were conducted to verify the combustion performance, the regenerative cooling performance and the durability of thrust chamber at design point condition, and then were performed to confirm the operation and the combustion performance at low combustion pressure condition. All the tests had been successfully executed without the damage of the hardware. These test results present a possibility of hot firing test at low combustion pressure condition, and can be used as fundamental data to predict the combustion performance at design point condition for 75 tonf thrust chamber.