• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.299-304
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• 2008

이차유동이 없는 초음속 디퓨져를 사용하는 고도모사용 지상시험장치의 주요 형상변수인 디퓨져 팽창비 최적설계를 위해 시동특성 측면에서 수치해석을 수행하였다. 기수행 연구에서 검증된 1차원 설계와 실험 결과와의 시동압력 차이 20$\sim$25%를 적용해, 본 연구에서는 최대추력노즐 사양에 대해 시동 가능한 디퓨져 팽창비$(A_d/A_t)$ 범위를 예측했다. 이 구간에서 팽창비 증가에 따른 진공챔버압력의 변화는 미미했으며, 실제 로켓모터의 시동여부 및 연소에 의한 유동정상화 시간을 고려해 팽창비가 결정되었다. 또한, 역설계를 통해 디퓨져 특성곡선을 그려본 결과, 최소(최적) 시동압력은 40기압으로 1차원 설계에 20%를 적용한 시동압력 39.6기압과 거의 일치하는 것으로 나타났다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.487-491
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• 2009

center-body디퓨져에 대한 형상 설계 요소를 분석하고 수치적 기법을 통한 설계형상 변수를 구성하였다. 수치기법으로는 Center-body 디퓨져의 내부유동해석을 위하여 2차원 축대칭 Navier-Stokes equation와 $k-{\omega}$난류모델을 사용하였다. 또한 center-body디퓨져의 시동압력과 진공도 및 형상설계변수에 대해서 2차목 디퓨져와 비교하였다.

• 대한기계학회논문집
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• 제18권4호
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• pp.933-945
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• 1994

A shock-wave in a supersonic flow can be theoretically determined by a given pressure ratio at upstream and downstream flowfields, and then the obtained shock-wave is stable in its position. Under the practical situation in which the shock-wave interacts with the boundary layer along a solid wall, it cannot, however, be stable even for the given pressure ratio being independent of time and oscillates around a time-mean position. In the present study, oscillations of a weak normal shock-wave in a supersonic diffuser were measured by a Line Image Sensor(LIS), and they were compared with the data of the wall pressure fluctuations at the foot of the shock-wave interacting with the wall boundary layer. LIS was incorporated into a conventional schlieren optical system and its signal, instantaneous displacement of the interacting shock-wave, was analyzed by a statistical method. The results show that the displacement of an oscillating shock-wave increase with the upstream Mach number and the dominant frequency components of the oscillating shock-wave are below 200 Hz. Measurements indicated that shock-wave oscillations may not entirely be caused by the boundary layer separation. The statistical properties of oscillations appeared, however, to be significantly affected by shock-induced separation of turbulent boundary layer.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2008년도 추계학술대회B
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• pp.2642-2647
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• 2008

Starting characteristics of the axi-symmetric supersonic exhaust diffuser(SED) with a second throat are numerically investigated. Main purpose of this study is to predict theoretical starting pressure of STED using 1-D normal shock theory and to present the range of optimum starting pressure through parametric study with essential design parameters of STED influencing on starting performance. Renolds-Average Navier-Stokes equations with a standard ${\kappa}-{\varepsilon}$ turbulence model incorporated with standard wall function are solved to simulate the diffusing evolutions of the nozzle plume. Minimum(optimum) starting pressure difference of $20{\sim}25%$ between 1-D theory and experimental evidences validated from previous results[5] is also applied to predict those in this system. The analysis results indicate that dominant parameters for diffuser starting in this system is diffuser expansion ratio($A_d/A_t$), which has optimum value 120 and second throat area ratio($A_d/A_{st}$), which has optimum range $3.3{\sim}3.5$.

• 한국추진공학회지
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• 제17권6호
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• pp.89-96
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• 2013

이젝터-디퓨저 시스템의 성능을 효과적으로 향상시키는 연구는 복잡성과 어려움을 고려하여 중요한 과제이다. 이 연구에서는, 성능 향상을 위해 이젝터-디퓨져 시스템의 이차유동 입구에 Chevron를 설치하여 재설계하였다. 이젝터 내부의 초음속 유동과 충격파를 모사하기 위해 Fluent를 사용하여 수치해석을 수행하였다. 주된 수치해석 결과로부터 Chevron은 이젝터 유동에 긍정적인 영향을 얻었다. 그리고 Chevron의 유무에 따라 이젝터 성능을 비교하였고, chevron의 최적 수는 성능 향상을 위해 설명하였다. 이젝터-디퓨져 시스템의 성능은 유인비, 압력회복 뿐만 아니라 전압손실 관점에서 분석하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권3호
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• pp.34-39
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• 2014

center-body디퓨져에 대한 형상 설계 요소를 분석하고 수치적 기법을 통한 설계형상 변수를 구성하였다. 수치기법으로는 Center-body 디퓨져의 내부유동해석을 위하여 2차원 축대칭 Navier-Stokes equation와 $k-{\epsilon}$ 난류모델을 사용하였다. 또한 center-body디퓨져의 시동압력과 진공도 및 형상설계변수에 대해서 2차목 디퓨져와 비교하였다. 냉각시스템의 성능향상 방안으로 CBD의 원추선단에 역류제트를 활용한 TPS시스템의 개념을 제시하였다.

• 한국진공학회:학술대회논문집
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• 한국진공학회 2012년도 제42회 동계 정기 학술대회 초록집
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• pp.539-539
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• 2012

전북대학교 고온플라즈마 응용연구센터는 교육과학기술부 기초연구사업 중 고가연구장비 구축사업의 일환으로, 고 엔탈피, 초음속 유동 환경을 모사하여, 항공우주, 군사기기, 핵융합 분야 등의 고온 재료 개발을 위한 기초 연구 장치로써, 0.4MW급 플라즈마 풍동 장치를 구축하고 있다. 0.4MW 플라즈마 풍동 장치의 플라즈마 발생부는 DC 전원 공급장치와 디스크 형태의 양극과 음극 사이에 동일 형태의 간극을 삽입한 0.4MW급 분절형 아크 플라즈마 토치로 구성되었으며, 토치에서 발생된 아크 플라즈마는 노즐을 통과하며 마하 2~4의 초음속을 나타내도록 설계 제작되었다. 시험 챔버는 노즐에서 나온 초음속 플라즈마의 특성 및 재료 시험을 위한 3차원 이송식 기판이 장착되어 있으며, 고 엔탈피 유동을 관측하기 위한 광학창을 구비하였다. 시험 챔버 하류에는 유동 안정을 위한 디퓨저(diffuser)가 설치되어 있으며, 디퓨저(diffuser)로부터 배출되는 고온가스는 열교환기를 통해 냉각된 후 진공펌프를 통해 대기로 배출되게 된다. 장치의 압력조절을 위하여 $1,000m^3/min$의 용량의 진공펌프 시스템이 설치될 예정이며 가스공급장치, 냉각수 공급장치, 디퓨져, 열교환기는 1MW급 용량으로 설계 제작되었다. 본 장치는 400kW의 전원 공급, 15 g/s의 공기유량 주입 시 약 13 MJ/kg의 고엔탈피를 가진, mach 2~4의 초음속 유동을 나타내는 것을 특징으로 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1998년도 제11회 학술강연회논문집
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• pp.35-35
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• 1998

충격파의 경사반사는 초음속 비행체의 외부유동, 대형압축기의 디퓨져 내의 유동, 증기 터어빈 최종단 익렬유동, 데토네이션파가 벽면에 입사하는 유동 혹은 램제트의 연소공기 유입구 유동 등 초음속 유동에서 흔히 발생하며 이때의 유동장의 해석과 충격파 감쇄, 충격파와 간섭하는 벽면의 영향 등은 공학적으로 구명되어져야 할 중요한 문제이다. 전파하는 평면충격파가 벽면에 입사하는 경우 일어나는 충격파 경사반사는 크게 정상반사와 마하반사로 대별된다. 정상반사와 마하반사 간의 천이기준에 대한 연구는 오래 전부터 수행되어 왔고 입사충격파가 약한 경우 이론적 천이 기준인 이탈기준(detachment criterion)과 실험값의 차이 즉 Neumann paradox가 존재한다는 것이 밝혀졌다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2001년도 춘계학술대회논문집E
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• pp.329-334
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• 2001

In order to investigate the operating characteristics of a supersonic steam ejector, the axisymmetric, compressible, Reynolds-averaged, Navier-Stokes computations are performed using a finite volume method. The secondary and back pressures of the ejector system with a second throat are changed to investigate their effects on the suction mass flow. Three operation modes of the steam ejector system, the critical mode, subcritical mode and back flow mode, are discussed to predict the critical suction mass flow. The present computations are validated with some experimental results. The secondary and back pressures of the supersonic steam ejector significantly affect the critical suction mass flow. The present computations predict the experimented critical mass flow with fairly good accuracy. A good correlation is obtained for the critical suction mass flow. The present results show that provided the primary nozzle configuration and secondary pressure are known, we can predict the critical mass flow with good accuracy.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.46-55
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• 2005

For the sea-level performance test of rocket motor designed to operate in the upper atmosphere, ejectors with no induced secondary flow are generally used, which serves dual purposes of evacuating the test cell and performing as a supersonic exhaust diffuser (SED). The main concern of this research is to simulate starting transients in order to visualize evolution of internal shock structures in SED with different initial cell (vacuum chamber) pressures. RANS code with low Reynolds $k-\varepsilon$ turbulence model was employed for these computations. Numerical results were compared with the pressure measurements previously performed [Proceedings of 2004 Annual Conference, KIMST], and showed good agreements with pressure-time history of measured data. In the case of low vacuum chamber pressure, abrupt impingement of the under-expanded supersonic jet from the nozzle onto the diffuser wall was observed, whereas initial impingement point was located downstream and moved slowly upstream in the case of non-vacuum chamber pressure. In spite of initially dissimilar evolution of shock structures, iso-mach contour revealed that the steady shock structures had little difference except the location of flow separation and normal shock.