• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2008.05a
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• pp.299-302
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• 2008

A unified numerical analysis including combustion was conducted in order to study on performance of ramjet propulsion. The geometry of concern includes the entire flow path of a ramjet extending from intake to exhaust nozzle. Acceleration mode and cruise mode were considered in several equivalence ratios. Pressure distributions, terminal shock train range at the intake, temperature distributions in the combustors, and fuel mass fraction at the nozzle exit were investigated for each flight mode.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.05a
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• pp.411-414
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• 2010

In supersonic propulsion system, the inlet buzz phenomenon in the subcritical operation arises large pressure oscillation, combustion instability, and thrust loss, etc. Inlet Buzz phenomenon and the spray injection/combustion are figured out by the unified unsteady numerical analysis. TAB(Taylor Analogy Breakup) model was applied. Acoustic mode of the entire engine was investigated by detail analysis of pressure fluctuation at each location of the engine.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.05a
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• pp.79-82
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• 2009

Unsteady numerical analysis of an entire supersonic propulsion system from intake to nozzle was performed to study dynamic interaction between terminal shock in the intake and flame in the combustor. Both acceleration and cruise flight-modes were considered. Acoustic mode of the entire engine for both flight-modes were investigated by detail analysis of pressure fluctuation at each location of engine.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.16 no.6
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• pp.16-22
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• 2012

Performance of a liquid rocket thrust chamber with regenerative cooling scheme has been numerically analyzed using in-house CFD code which can predict combustion/cooling performance and provide nozzle design parameters. This paper investigates trade-offs between combustion and cooling performance with varying amount of fuel directly injected into the chamber wall to form cooling films and mixture ratios for the peripheral injectors. Further efforts to verify/improve the simulation methodology including comparison with the firing test results are planned to make it a reliable tool to optimize the film cooling and other major design parameters.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2012.05a
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• pp.35-41
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• 2012

Performance of a liquid rocket thrust chamber with regenerative cooling scheme has been numerically analyzed using in-house CFD code which can predict combustion/cooling performance and provide nozzle design parameters. This paper investigates trade-offs between combustion and cooling performance with varying amount of fuel directly injected into the chamber wall to form cooling films. Also is analyzed the effect of varying mixture ratios for the peripheral injectors on combustion performance enhancement. Further efforts to verify/improve the simulation methodology including comparison with the firing test results are planned to make it a reliable tool to optimize the film cooling and other major design parameters.

• Proceedings of the Korea Society for Energy Engineering kosee Conference
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• 1995.11a
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• pp.50-55
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• 1995

향상되어진 93-PCGC-2는 기존의 PCGC-2와 같이 미분탄 연소를 포함하는 다양한 반응성흐름과 비반응성 흐름을 설명하기 위해 2차원 정상상태 모델로 제시되어 졌다. 93-PCGC-2는 실린더형의 축 대칭계에 응용되어질 수 있고, 난류(Turbulence)는 유체역학식과 연소기구 양쪽을 위해 고려되어졌으며, 불연속 세로좌표 방법(Discrete Ordinates Method)을 이용하여 기체, 벽 및 입자들로부터의 복사열(Radiation)을 모사하였다. 입자상은 입자 무리들의 평균 경로들을 따라 해석하는 Lagrangian계의 해석법으로 모델화되어졌다. 석탄의 팽윤(Swelling)과 촤의 반응성에 관한 부모델과 더불어 새롭게 일반화된 석탄 탈휘발화 부모델 (FG-DVC)도 첨가되어졌다. 비균일 반응기구는 확산과 화학반응 둘 모두를 고려하였다. 주요 기상반응은 국부 순간 평형을 가정하여 모델화하였다. 그래서 반응속도는 혼합의 난류속도에 의해 제한되어진다. Thermal NOx과 Fuel NOx의 유한속도 화학론(Finite Rate Chemstry)에 대한 부모델은 화학반응속도론와 난류성의 통계치를 통합하여 만들어져 있다. 기상은 반복적인 line-by-line기교에 의해 풀려지는 elliptic partial differential equation으로 묘사되어진다. 수치적인 안정을 고려하기 위해 under-relaxation이 이용되어졌다. 이렇게 코드화된 93-PCGC-2는 연소를 위해 모사되어졌다. 또한 더 나아가 이 수치모델의 활용범위는 미분탄의 가스화에도 활용되어질 것으로 기대되어진다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.9 no.3
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• pp.101-119
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• 2005

For MEMS applications, the effects of the momentum and heat loss on the stability of laminar premixed flames in a narrow channel are investigated by high-fidelity numerical simulations. A general finding is that momentum loss promotes the Saffman-Taylor (S-T) instability which is additive to the Darrieus-Landau (D-L) instabilities, while the heat loss effects result in an enhancement of the diffusive-thermal (D-T) instability. These effects are also valid in nonlinear behavior of the premixed flame. The simulations of multiple cell interactions are also conducted with heat and momentum loss effects.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.11a
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• pp.34-37
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• 2009

The present study presents a numerical methodology for early conceptual trade-off study between propulsive performance, cooling efficiency, weight and size, in which combustion and cooling precesses in regeneratively cooled rocket thrust chamber are interactively simulated. To address the capabilities and reliability of the design tool, some application results are given involving contour design, performance analysis, and wall cooling prediction as well as a systematic design evaluation.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.23 no.3
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• pp.58-66
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• 2019

In this study, the start-up characteristics of a staged combustion engine were analyzed numerically based on relational equation modeling of the entire engine components. The start-up characteristics were extensively analyzed considering the transient period of the total engine system from the start-up sequence till the steady-state of the engine. The performance characteristics of the engine components such as RPM of engine power-pack, chamber pressure and O/F ratio of pre-burner, and mass flow of propellants in the start-up period were investigated. Furthermore, the calculated engine data were compared satisfactorily with the experimental data. Through the comparison of data, successful validation of present engine start-up analysis has been obtained.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.04a
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• pp.10-10
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• 2000

램제트 엔진은 비추력이 높고 추력 레벨은 낮으므로, 2단 추진기관에 적합한 추진 시스템이다. 1단-추진기관의 작동이 끝나고, 2단 램제트 엔진이 점화 후 안정된 연소에 도달되기까지 비행체의 속도는 항력에 의하여, 초당 약 마하수 0.1 정도씩 감소된다. 1단 연소 후 2단 램제트로 전환되는 지연시간이 길수록 1단에서 요구되는 종말 가속도는 증가되므로, 1단이 차지하게되는 부피는 증가되고 비행체의 크기 또한 늘어나게 된다. 따라서 1단에서 2단 램제트로 천이되는데 소요되는 시간을 가능한 짧게 하는 것이 효과적이다. 그러나 램제트 엔진의 특성상 선결되어야할 다음과 같은 여러 문제들이 있다. 첫째, 1단 작동 시 공기 흡입구와 연소실은 차단벽으로 분리되어 있다가, 1단 연소후 차단막이 제거되어 외부공기가 램제트 연소실로 흡입된다. 흡입되는 공기는 흡입구의 형상에 의하여 램 압축되지만 초음속으로 연소실을 통과하게된다. 연료 주입 구에서 공급되는 연료는 연소실에서 유동의 흐름방향(streamline)에 따라서 연소실로 확산되는데, 연소되기 전에는 유속이 빠르게 노즐로 빠져 나가므로 램제트 연료가 재순환 구역(recirculation zone)으로 침투하는데 쉽지가 않다. 둘째, 연소실 입구에서 발생되는 와류 (ring vortex)는 1단 연료의 고온 연소 가스를 연소실로 확산시키는데, 비 균일한 온도 분포를 유발하여 램제트 연료의 점화에너지가 공급되는 시간이 적당하지 않을 경우 균일한 화염 전파에 악영향을 준다. 셋째, 연소실에서의 빠른 유동 조건은 연료가 연소실에 머무를 수 있는 시간을 감소시키며, 연소실 입구에서 강한 전단 응력이 발생되어 화염이 안정화되는데 악 영향을 미치게된다. 본 논문은 공기 흡입구, 연소실 및 노즐을 통합하여 수치해석을 하였으며 열유동/점화/연소등의 미케니즘을 이해하고, 주요 인자들 중 와류의 영향에 초점을 맞추었다.다고 판단되며 배기 가스 자체에 대기 공기중에 함유되어 있던 습기가 얼어붙는(Icing화) 문제가 발생하기 때문에 배기가스의 Icing을 방지하기 위하여 압축기 끝단에서 공기를 추출하여 배기부분에 송출할 필요성이 있는 것으로 판단되었다. 출구가스의 기체 유동속도가 매우 빠르므로 (100-l10m.sec) 이를 완화하기 위한 디퓨저의 설계가 요구된다고 판단된다. 또 연소기 후방에 물을 주입하는 경우 열교환기 및 기타 부분품에 발생할 수 있는 부식 및 열교환 효율 저하도 간과할 수 없는 문제로 파악되었다. 이러한 기술적 문제가 적절히 해결되는 경우 비활성 가스 제너레이터는 민수용으로는 대형 빌딩, 산림, 유조선 등의 화재에 매우 적절히 사용되어 질 수 있을 뿐 아니라 군사적으로도 군사작전 중 및 공군 기지의 화재 그리고 지하벙커에 설치되어 있는 고급 첨단 군사 장비 등의 화재 뿐 아니라 대간첩작전 등에 효과적으로 활용될 수 있을 것으로 판단된다.가 작으며, 본 연소관에 충전된 RDX/AP계 추진제의 경우 추진제의 습기투과에 의한 추진제 물성 변화는 미미한 것으로 나타났다.의 향상으로, 음성개선에 효과적이라고 사료되었으며, 이 방법이 편측 성대마비 환자의 효과적인 음성개선의 치료방법의 하나로 응용될 수 있으리라 생각된다..7%), 혈액투석, 식도부분절제술 및 위루술·위회장문합술을 시행한 경우가 각 1례(2.9%)씩이었다. 13) 심각한 합병증은 9례(26.5%)에서 보였는데 그중 식도협착증이 6례(17.6%), 급성신부전증 1례(2.9%), 종격동기흉과 폐염이 병발한 경우와 폐염이 각 1례(2.9%)였다. 14) 식도경 시행회수는 1회가 17례(54.8%), 2회가 9례(29.0%), 3회 이상이 5례(16.1%)였다.EX>$IC_{50}$/ 값이 210 $\mu\textrm{g}$/$m\ell$로서 효과적