• Journal of the korean Society of Automotive Engineers
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• v.9 no.1
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• pp.9-14
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• 1987

왕복동 내연 기관 실린더 내의 가스 유동은 기관의 성능 향상, 연소 개선, 배기 정화 등에 직접적 으로 영향을 미치는 인자로 되며, 최근 각종 유동의 측정 방법 및 측정 장치의 개발은 가스 유동 계측에 많은 발전을 가져 왔다. 특히 각종 열기관의 연소 성능 향상을 위한 노력은 기관의 성능 향상과 더불어 여소 배출물의 유해 성분 저감을 위한 연구에 더욱 박차를 가하게 되었다. 이에 따라서 기관의 최적 제어 운전, 자동 제어 연료 공급 및 분사장치 등에 이르기까지 많은 노력이 경주되어 왔다. 이러한 연구 개발에 못지 않게 중요한 것은 실린더 내의 연소 성능을 향상시키 는 것이며 이를 위해서는 먼저 기관 실린더 내부의 가스 유동을 밝히고, 유동의 모델링, 유동장의 계측, 연소장의 유동 측정 등의 연구가 매우 중요한 것으로 생각된다. 실린더 내의 연소 및 유 동장의 연구는 주로 연소 특성치를 관한 연구와 유동장을 중심으로 하는 흐름의 시뮬레이션을 비롯 유동장의 계측으로 크게 나눌 수 있다. 여기서는 주로 실린더 내의 가스 유동의 측정 방 법과 최근의 연구 동향에 대하여 몇 가지 측정의 보기를 중심으로 다루기로 한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.254-257
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• 2017

As a part of the development of aircraft gas turbines, combustion performance tests have been conducted in the single combustor sector. The effects of change in the amount of air supplied to the main combustion zone to the performance of the combustor, such as a pollutant emission, a liner temperature distribution and an exit temperature patterns, were studied. Emissions of CO and NOx increased with the main air-ratio and exit temperature pattern was improved. When changing the pattern of the dilution holes, it was shown that the temperature patterns on the exit plane of the combustor and the surface of liner changed depending on the main flame structure and mixing with diluent air. These observations will be applied to combustor liner designs to improve combustor durability and emissions reduction performance.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.19 no.5
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• pp.91-97
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• 2015

After-burner test facility for gas generators of 75 tonf class liquid rocket engines was designed, which was verified by the facility certification test of the Combustion Chamber Test Facility(CCTF). The purpose of the certification test of the after-burner test facility is to verify the combustion stability of gas torches equipped in the gas generator and the after-burner test facility by using methane and oxygen gases. In the case of the autonomous test, the supply system provided steadily methane and oxygen gases to the after-burner system without pressure drop. The combustion pressure of the gas torch approached the design requirement. In the case of the coupled test, the gas generator ignition and the fuel-rich exhaust gas combustion were successfully carried out, leading to the verification of the test facility.

• 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.

• 한국가시화정보학회:학술대회논문집
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• 2005.04a
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• pp.115-154
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• 2005

SI 엔진의 연소특징은 비정상 난류 예혼합 화염이며 여기서 내부 유동은 직접 화염 전파에 영향을 미치며 난류와 거시적 유동의 패턴 모두 중요한 역할을 한다. 내연기관 연소에서 난류는 매우 중요한 역할을 하고 통상 엔진 속도($\approx$흡입유동 속도)에 비례하며 그 주요 역할은 고속 운전 시 해당 사이클 내에 연소가 완료되는 데 기여하지만 출력저하, 제어 및 측정 그리고 사이클 변동과 관련하여 실질적으로 난류 제어를 통한 엔진 성능 개선은 사실상 불가능하다. 실물 엔진의 성능 파라미터로 주로 유동의 거시적 거동이 사용되며 이 유동과 연료 분사계가 혼합기 분포 상태와 화염 전파 방향을 결정하여 최종적으로 엔진의 성능을 지배한다. 따라서 가시화를 통한 연소 진단도 이 현상에 주목할 필요가 있으며 거시적 파라미터를 성능에 연관하는 다양한 기법이 존재하고 이들은 매우 풍부한 데이터베이스를 통해 비교적 정확한 성능의 예측을 가능하게 하고 이 점에 주목한 엔진만 성공을 거두었다. 이 거시적 현상에 주목하여 가시화를 통해 성층화 현상을 실험적으로 해석한 예를 제시하였다. SI 엔진 가시화에서 기법보다 중요한 것은 현상의 이해이다. 이를 위해 성공적 가시화 진단을 위해서는 우선 현상에 대한 모델링이 필요하고 이 모델에서 가시화를 통해 규명 가능한 현상을 추출해 내는 것이다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.7 no.2
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• pp.62-69
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• 2003

Swirl injectors have the advantage of stable combustion, high efficiency, and insensibility to variable O/F ratio. Recess length is the length from outer orifice tip to inner orifice tip. It is the very important variable of performance of swirl type injector Recess length have influence on collision, mixing, spray, and combustion of propellants. This study investigated on the engine performance with the change of recess length through CFD, cold flow test, and combustion test. In result, we could confirm the change of engine performance with the change of recess length. And we found that performance forecast process through CFD, cold flow test is the right process through combustion test.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2004.03a
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• pp.198-204
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• 2004

Using liquefied natural gas as a fuel, water, natural gas and liquefied natural gas-cooled firing tests were conducted. With the viewpoint of characteristic velocity, and specific impulse, the effect of OF mixture ratio and fuel inlet temperature into a combustion chamber were analyzed. OF mixture ratio and fuel inlet temperature into a combustion chamber have great influence on the performance. Characteristic velocity and theoretical specific impulse attain the maximum value at 0.72~0.75 and 0.75 of OF mixture ratio, respectively. Engine performance has a tendency to increase, proportional to fuel inlet temperature into a combustion chamber affected by the regenerative cooling.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.15 no.5
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• pp.19-26
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• 2011

In order to investigate the effect of fuel injection hole configuration within the scramjet combustor, experiment and quasi-one-dimensional analysis was performed. And the results were compared with experiment and analysis result which were performed in 2008 with same facility and test condition. Fuel injection hole size was decreased and quantity was increased. However the depth of fuel penetration and flow quantity of fuel were maintained. As a test result, combustion performance was increased significantly with no-cavity injector and slightly with plain-cavity. However, combustion performance with zigzag-cavity was decreased.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.423-431
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• 2010

In order to investigate the effect of fuel injection hole configuration within the scramjet combustor, experiment and quasi-one-dimensional analysis was performed. And the results were compared with experiment and analysis result which were performed in 2008 with same facility and test condition. Fuel injection hole size was decreased and quantity was increased. However the depth of fuel penetration and fuel flow were maintained. As a test result, combustion performance was increased significantly with no-cavity injector and slightly with plain-cavity. However, combustion performance with zigzag-cavity was decreased.

• Journal of the Korean Society of Fisheries and Ocean Technology
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• v.26 no.2
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• pp.192-203
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• 1990

여러 가지 다른 형태의 노즐을 공기 선회식 버너와 공기의 선회가 없는 버너(CB-125 Burner)에 장치하여 공기 분사식으로 오일을 분사하여 연소로에서 연소시켰다. 연소로는 길이 3m에 약 1m 상(3) 의 연소공간을 가졌으며 상부에는 열전대를 장치하고 하부에는 물이 흐르는 관을 설치하여 열효율을 계산할 수 있게 설계하였다. 연소로 연돌부에는 CO 하(2), CO, O 하(2) 가스 분석기를 사용하여 과잉공기량과 고온계로 배기가스 온도를 측정하도록 하였다. 모든 측정치는 연소곡선과 효율곡선에 의하여 얻어진 상수를 이용하여 계산한 연소로 성능방정식에 의하여 평가하였다. 실험치에 의해 계산한 벽면 열손실량과 열전달 공식에 의해 산출한 열손실량을 비교 분석하여 측정치의 정확도를 추정하고 과잉공기의 효과도 검토하였다. 그 결과 본 연구에서 사용된 두 종류의 버너와 여러 형태의 노즐이 오일 연소시 열효율 면에서 큰 차이를 보이지 않고 있음을 알았다.