• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
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• v.23 no.4
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• pp.552-558
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• 1999

Ventilation of the marine engine room is very important for the health of the workers as well as the normal operation of machines. To find proper ventilation conditions of this engine room numerical simulation with a standard k-$\varepsilon$model was carried out. In the present study the marine engine room is considered as a closed space with a heat source and forced ventilation ducts. The injection angle of air supply is found to be important. Injection with a downward angle depresses recirculation flow causing a strong stream in the wider space of the room Ventilation and removal of the released heat are promoted with this pattern, There is a possibility of local extreme heating at the upper surface of the engine when supply and exhaust ports of air are in bilateral symmetry.

• Korean Journal of Air-Conditioning and Refrigeration Engineering
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• v.13 no.6
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• pp.462-473
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• 2001

Due to the coupling between momentum and energy transport theoretical analysis of the loop performance is very complicate, therefore it is necessary that these problems be solved by experimental investigation before applying th loop thermosyphon to heat exchanger design. The evaporator and condenser of the loop thermosyphon were made of carbon-steel, and distilled water was used as working fluid in the experiments. From the experimental data correlations of heat transfer coefficient for evaporator and condenser sections were obtained. For heat fluxes in th range of 13~78kW/$m^2$, the correlation equations of heat transfer coefficients in evaporator and condenser predict the experimental behavior to within $\p$\pm$5% and\;\pm20$% respectively.

• Proceedings of the KSME Conference
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• 2004.04a
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• pp.1470-1474
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• 2004

'Nanofluids' means suspension of common fluids with particles of the order of nanometers in size. The present research is an experimental study of critical heat flux (CHF) behavior in pool boiling of $water-TiO_2$ nanofluids under atmospheric pressure. CHF for pure water and $water-TiO_2$ nanofluids were respectively measured using disk-type copper block heater with 10mm diameter, and CHF of water with surfactant was also measured to consider the effect of surfactant used to disperse nanoparticle. The results show a large increase in CHF for $water-TiO_2$ nanofluids compared to pure water. After CHF occurred, heat flux in pool boiling for $water-TiO_2$ nanofluids was maintained in considerable value, but not for pure water.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.7 no.2
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• pp.54-61
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• 2003

This paper describes a general design procedure of regenerative cooling system for liquid rocket engine(LRE). From this design logic, cooling channels are designed and fabricated. The measured heat flux from firing test is similar to the heat flux predicted by design logic. Therefore, proposed design procedure of cooling channel can be applied to real LRE system. Also the result of firing test indicates that soot from combustion products have strong influence on the cooling characteristics of LRE.

• Korean Journal of Air-Conditioning and Refrigeration Engineering
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• v.12 no.8
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• pp.755-762
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• 2000

Natural convection of air in a horizontal annulus with the inner cylinder cooled by the application of a constant heat flux and the isothermally heated outer cylinder is considered. The bifurcation phenomenon of flow patterns and the heat transfer characteristics are numerically investigated. The zero initial condition induces a unicellular flow in a half annulus. A bicellular flow consisting of two counter-rotating eddies in a half annulus can be obtained above a certain critical Rayleigh number. A transition from the bicellular to the unicellular flow occurs with a decrease in Rayleigh number. Hysteresis phenomena have not been observed. In the regime of dual flows, the overall Nusselt number of the bicellular flow is greater than that of the unicellular flow.

• Proceedings of the Korea Institute of Fire Science and Engineering Conference
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• 2013.11a
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• pp.57-58
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• 2013

소방보호복은 고열유속에 의한 화상방지를 위해 3층 이상의 복합소재로 구성되어 있으며, 각 소재 사이는 공기 간극이 존재한다. 화재에 의한 고열유속 노출 시 공기 간극 내에서의 열전달은 대류와 복사에 의해 주로 발생하며, 그로 인해 간극의 크기에 따라서 비선형 특징의 열 저항 크기를 갖게 된다. 그러므로 본 연구에서는 보호복 소재 사이의 여러 가지 공기 간극에 대한 보호복의 열 보호성능을 자세히 파악하기 위한 실험을 수행하였다.

• Proceedings of the Korea Information Processing Society Conference
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• 2023.05a
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• pp.555-557
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• 2023

해양의 영향을 많이 받는 우리나라의 지리적 특성상 해양 상황은 산업 및 생업과 밀접한 관계가 있다. OPEN API 를 이용하여 유향/유속, 조위등 해양 환경관련 실시간 시계열 데이터를 수집한 후 2 차원 공간에 표시하여 순환 신경망 모델을 이용하여 학습한다. 학습된 모델을 실제 데이터에 적용하여 파랑을 예측한다. 시계열의 성격이 있고 공간상에 표시할 수 있는 데이터라면 본 논문에서 제시한 체계를 통해 예측할 수 있을 것이라 예상한다.

• Proceedings of the Korean Society for Agricultural Machinery Conference
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• 2017.04a
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• pp.103-103
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• 2017

증발기의 형태에 따라 수치적 해석을 진행하면서 최적의 효율을 나타낼 수 있는 증발기를 설계하는 것이 중요하다. 증발기의 수치적 해석은 EES 프로그램을 이용하여 진행되었으며, 계산의 검증은 자사의 제품의 성능과 비교하면서 검증하였다. 증발기의 수치적 해석의 구성은 지배방정식과 연속방정식을 이용하여, 냉매의 총괄열전달계수, 관내외벽의 열전도율, 공기의 총괄열전달계수를 이용하여 총괄열전달계수를 계산하였으며, 총괄열전달계수를 이용하여 증발기의 열량을 계산하였다. 증발기의 수치적 해석과 자사 제품 5개의 제품과 비교하였고, 평균적으로 약 10%의 오차율을 보였다. 신뢰성이 확보된 계산식을 이용하여 Fin의 간격, 단위 질량유량, 열 교환 코일 길이, 풍량의 조건을 각각 변동시켜 증발기 열량 비교를 하며 경향성을 고찰하였다. Fin의 간격을 1mm에서 20mm으로 0.5mm 간격으로 변화 시켰을 경우, 핀 간격이 좁으면 공기 유속이 빨라져 열 교환 효율이 낮아지며, 반대로 넓어지면 냉매 유량에 비해 공기 유량이 많기 때문에 열 교환 효율이 낮아진다. 열 교환 코일 길이를 500mm에서 2400mm으로 50mm 간격으로 변화 시켰을 경우, 열 교환 코일 길이가 길어질수록 배관의 마찰력과 냉매의 온도 상승으로 인하여 공기 온도와의 온도 차이가 줄어들어 열 교환 효율은 낮아진다. 풍량을 20cmm에서 400cmm으로 10cmm 간격으로 변화 시켰을 경우, 일정 풍량 이상 올라가면 공기 유속이 빨라져서 열량이 낮아지는 경향을 보인다. 질량유량을 3g/sec에서 174g/sec으로 4.5g/sec 간격으로 변화 시켰을 경우, 질량 유량에 따라 비례적으로 열량이 높아지는 경향을 보이다가 일정 질량 유량 이상에서는 공기 풍량에 비해 냉매 유량이 많기 때문에 반비례적으로 열량이 낮아진다. 이처럼 증발기의 설계는 Fin 간격, 열 교환 코일 길이, 풍량, 질량유량 등을 복합적으로 고려하여 증발기 설계를 해야 하며, 저장고의 크기, 부하, 사용목적에 따라 최적화된 증발기를 설계하여야 한다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.3 no.4
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• pp.1-11
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• 1999

Thermal behavior of spacecraft propulsion system utilizing monopropellant hydrazine ($N_2$$H_4$) is addressed in this paper. Thermal control performance to prevent propellant freezing in spacecraft-operational orbit was test-verified under simulated on-orbit environment. The on-orbit environment was thermally achieved in space-simulation chamber and by the absorbed-heat flux method that implements an artificial heating through to the spacecraft bus panels enclosing the propulsion system. Test results obtained in terms of temperature history of propulsion components are presented and reduced into duty cycles of the avionics heaters which are dedicated to thermal control of those components. The duty cycles are subsequently converted into the electrical power required in the operational orbit. Additionally, cyclic temperature of each component, which was made under thermal-balanced condition of spacecraft, is compared to the acceptable design range and justified from the viewpoint of system verification.

• Proceedings of the Korean Society of Precision Engineering Conference
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• 2012.10a
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• pp.85-86
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• 2012