• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.04a
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• pp.9-9
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• 1998

가스터빈 연소기의 난류유동장을 구성하는 기본적인 유동형태는 크게 밀폐관내의 돌연 확대를 가지는 동축제트, 선회유동, 그리고 연소공기공 및 회석공기공을 통해 연소실에 수직방향으로 유입되는 제트유동 등으로 분류할 수 있다. 실제 가스터빈 연소기내의 난류유동장을 수치해석하기 위해서는 임의의 형상을 갖는 3차원 유동장을 모사할 수 있는 수치해석법과 고차정확도를 유지하면서도 수렴안정성을 만족시키는 대류항 처리기법 등과 같은 수치모델의 개발이 선행되어야 하며, 이와 함께 복잡한 난류연소유동장을 정확히 묘사할 수 있는 난류모델 및 난류연소모델의 개발 및 검증이 가장 중요한 요인이 된다. 또한 가스터빈 연소기의 최적 설계는 넓은 작동구간에서 높은 효율, NOx 및 CO 배기량의 저감, 희박연소 가연한계의 확장, 연소계통에서의 낮은 압력강하, 낮은 연소벽면온도와 온도구배를 유지시키기 위한 공기에 의한 충분한 냉각 같은 서로 상충되는 설계조건을 만족해야 한다. 그리고, 이러한 상충된 연소설계조건들을 충족시키는 최적 연소기의 설계를 위해서는 실험적인 연구뿐만 아니라 연소기내의 물리적인 현상을 잘 반영할 수 있는 물리적 모델을 바탕으로 한 연소유동의 해석적인 연구를 필요로 한다. 본 연구에서는 원통형 가스터빈 연소기의 등온 및 연소유동장, 그리고 연소기와 연결되는 Scroll 내부의 난류유동장에 대한 수치해석을 수행하여 수치 및 물리모델의 예측능력을 검증하였고, 가스터빈 연소유동장 해석에 관련된 중요 논점들에 대하여 심도있게 분석하였다.

• Journal of the korean Society of Automotive Engineers
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• v.15 no.3
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• pp.75-80
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• 1993

널리 사용되는 IBM-PC를 기본으로 하여 고속도 데이터 처리가 가능한 연소 해석 장치를 개발 였다. 본 시스템은 상용의 A/D변환기와 C언어를 사용한 소프트웨어 및 PC 인터페이스 보드로 구성되어 있다. 본 연소 해석 장치의 특징은 모든 기능이 모니터 상에서 마우스로 지원되며, P 상에서 타 프로그램을 위한 데이터 변환이 용이하고 메모리의 확장이 기존의 상용 연소 해석 치에 비해 간편하다. 연구용 단기통 기관실험을 통하여 본 시스템을 검증하였다. 연소실 내의 력은 크랭크 각도로 0.1.deg.에서 1.deg.의 해상도로 분석할 수 있다.

• Proceedings of the Korean Nuclear Society Conference
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• 1997.10a
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• pp.44-49
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• 1997

액체금속로용 2차원적 연소 해석 코드 REBUS-2[1]에 횡방향 적분법 및 다항식 전개법에 기초한 3차원적 육방형 노달 방법을 결합하여, 3차원적 연소 해석 코드 REBUS-K를 개발하였다. REBUS-K는 3차원적 중성자속 분포 계산 및 미시적 연소 계산을 통해 노내 연소 해석을 수행하며, 또한 핵연료 방출/재배치 및 재장전, 재처리, 성형가공 등의 노외 주기 계산을 수행한다. 비평형주기 및 평형주기 해석을 수행하며, 평형주기 해석 시에는 지정된 제한 연소도 및 증배계수를 만족시키는 주기 길이와 장전 농축도를 탐색한다. 개발된 코드의 검증 계산을 450 MWt 액체금속로의 비평형주기 및 평형주기 문제에 대하여 수행하였으며, 계산 결과를 Argonne 연구소의 3차원적 연소 해석 코드 REBUS-3[2]의 결과와 비교하였다. 그 결과 원자로 증배계수, 출력 분포, 증식율, 연소도, 장전 핵연료의 농축도, 주기 길이 등의 연소 특성이 수렴 조건 이내에서 일치하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.04a
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• pp.326-330
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• 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 Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.10a
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• pp.11-11
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• 1998

최적의 액체 램제트 연소기 설계를 위하여 흡입공기와 분무, 혼합 그리고 이에 따른 연소의 일련의 과정이 일어나는 램제트 연소기의 유동해석을 2차원 및 3차원으로 수행하였다. 격자구성은 연소기에 공기를 공급하고 연료를 분무하는 공기 유입관 영역과 연소실 및 노즐 영역, 그리고 출구 대기 영역으로 나누어 독자적으로 격자를 생성시켰다. 연소실 내의 유동 특성에 있어서 2차원과 3차원의 유동해석 결과는 선회영역 유동특성이 크게 차이가 남을 알 수 있었다. 따라서 실제 액체 램제트 연소기의 설계를 위해서는 3차원 유동해석과 실험이 반드시 필요하다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.04a
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• pp.232-235
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• 2011

A typical unsteady internal ballistic analysis model was developed to take account the erosive burning of a solid rocket motor. The variance of local velocity and pressure along grain surface were analyzed by using the continuity and momentum equation. The coefficients of erosive burning were drew from comparing experiment data with analysis. It was investigated that the grain shapes of propellant affect the erosive burning.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.13 no.2
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• pp.17-25
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• 2009

A typical unsteady internal ballistic analysis model was proposed to take account of the erosive burning with the variance of local velocity and pressure along the grain surface of a solid rocket combustor. To validate the model of concern in the study, both cases of non-erosive and erosive burning were compared with the previous researches with marginal accuracy. It was quantitatively investigated that the combustion pressure, grain length, initial temperature, and vaporization temperature of propellant affect the erosive burning characteristics.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.213-216
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• 2010

A typical unsteady internal ballistic analysis model was proposed to take account of the erosive burning for a solid rocket motor. The variance of local velocity and pressure along grain surface are analyzed by using the continuity and momentum equation. The model introduced in this study showed good agreements with the results of previous internal ballistics program. It was investigated that the change of combustion pressure, gas velocity and regrestion rate along the grain axis.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1997.11a
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• pp.10-11
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• 1997

고체 추진제를 사용하는 추진 시스템을 개발하는데 가장 커다란 문제로 인식되고 있는 것은 추진제의 연소 특성을 이해하는 일이다. 그 중에서도 연소실의 압력 진동과 추진제 벽면으로 흡수되는 복사 열전달에 의한 연소율(burning rate)의 변화로 인하여 발생하는 연소 불안정에 대한 이해는 아직도 완전히 규명되지 않고 있다. 고체 추진제의 연소 불안정에 대한 이론적 해석은 준-정상 1차원 해석(Quasi-Steady Homogeneous One-Dimension) 방법에 의하여 단순화된 지배방정식을 해석하는 것이 일반적으로 잘 알려져 있는 방법이다. 이 가정은 고체 추진제가 연수되는 영역을 두께가 매우 얇은 영역의 표면반응영역(surface reaction layer)과 화학반응이 없는 응축상태영역(condensed phase zone) 그리고 기체상태의 연료와 화염이 존재하는 기체상태영역(gas phase zone) 등의 3영역으로 구분하며, 기체상태영역에서 발생하는 교란에 대한 응축상태영역의 반응시간 크기(response time scale)가 매우 크기 때문에 응축상태영역의 반응은 준 정상적으로 일어난다고 가정하는 것이다.그러나, 연소실의 온도가 $3000^{\circ}K$ 정도의 높은 온도이어서 복사 열전달에 의한 고체 추진제의 가열이 중요한 열전달 방법으로 작용하게 되므로 이를 무시한 이론적 해석은 물리적인 중요성이 약하여질 수밖에 없다. 본 연구에서는 기체영역으로부터 전달되는 복사 열전달은 투명(transparent)한 표면반응영역을 통과하여 응축상태영역에서 모두 흡수되며 추진제 표면에서의 복사열방출(emission)을 고려하였다. 또한 연소불안정 현상을 해석하기 위하여 표면반응영역에서의 경계조건은 선형교란량으로 대치하는 Zn(Zeldovich-Novozhilov) 방법을 사용하였다. 이 방법은 기체상태영역에 대한 구체적인 해석없이도 연소불안정 현상을 해석할 수 있는 장점이 잇다. 즉 응축상태영역에서의 연소율과 표면온도는 각각 기체영역으로부터 전달되는 온도구배와 연소압력, 그리고 복사 열전달의 함수관계이므로 선형교란에 의한 추진제표면에서의 교란경계조건을 얻을 수 잇으며, 응축영역의 교란지배방정식과 함께 사용하여 압력교란과 복사 열전달의 교란에 대한 연소율의 교란 증감 여부를 판단하여 연소 불안정 현상을 해석할 수 있다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1997.11a
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• pp.6-7
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• 1997

연소불안정은 로켓엔진 연소실 내에서의 연소와 유동특성들이 커플링되어 발생한다. 이와 같은 커플링을 통하여 연소로부터 맥동에너지가 공급되며, 되먹임과정 및 소산에 의한 맥동에너지양의 변화에 따라 맥동은 증폭, 유지되거나 소멸된다. 액체추진제 로켓엔진에서 고주파 연소불안정을 특징짓는 이와 같은 맥동발생 매카니즘의 해석은 용이하지 않으며 적절한 모델링을 필요로 한다. 연소불안정의 해석은 연소실 설계에서 고려되어야 할 안정성 여유를 한정하며, 설계된 사양 및 작동조건에서의 안정성 여부를 확인하는 수단으로 사용된다. 연소불안정 해석방법들은 전통적인 음향 n, $\tau$로 대표되는 frequency-domain 방법을 비롯하여, Fourier time expansion, time-domain 방법 등으로 구분되며, 연소실의 단순 및 적극설계과정에 사용된다[1].