• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.04a
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• pp.79-82
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• 2011

An afterburning device was developed to safely treat unburnt gases of fuel-rich condition discharged by a gas generator. Hot-firing tests for a subscale gas generator were carried out to investigate operation and safety of the afterburning device. When supplying additional liquid oxygen, the length of the afterburning flame was significantly reduced.

• 한국신재생에너지학회:학술대회논문집
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• 2010.11a
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• pp.81.2-81.2
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• 2010

고체 산화물 연료전지(SOFC) 시스템은 스택과 기계적 주변 장치인 MBOP(Mechanical Balance of Plant), 그리고 전기적 주변장치인 EBOP(Electrical Balance of Plant)로 구성되어있다. SOFC는 일반적으로 $700^{\circ}C$ 이상의 고온에서 작동되기 때문에 효율적인 열 이용 및 열 관리가 중요하다. SOFC 시스템의 MBOP에는 상온의 연료가스들을 고온으로 가열하여 스택에 유입 시기키 위한 열교환기 및 촉매연소기 등의 장치들이 필요하며, 효율적인 열관리를 위해서는 고온에서 작동하는 장치들을 한곳에 통합하여 구성하는 것이 필수적이다. 본 연구에서는 SOFC 시스템의 MBOP(Mechanical Balance of Pant) 중 고온부에 해당하는 촉매연소기, 열교환기 및 스택이 통합된 스택 모듈을 제작에 앞서 개념 검증을 위해 열교환기 및 촉매연소기로 이루어진 프로토타입(prototype)의 SOFC 모듈평가 장치를 제작하였다. 열교환기는 Plate형으로 총 6개로 구성되어 있으며, 연료극과 공기극 가스라인에 각각 3개씩 배치하여 스택에 유입되는 연료 및 공기가 촉매연소기에서 나오는 고온의 배가스와 열교환되어 가열되도록 구성하였다. 촉매연소기는 honeycomb 타입의 촉매를 사용하였고, 촉매연소기로 유입되는 연료극 배가스와 공기의 균일혼합과 hot spot을 방지하기 위한 장치를 삽입하여 제작하였다. 제작된 SOFC 모듈평가장치는 시운전을 통해 각 장치의 성능 확인 후 반응면적이 $20{\times}20cm^2$ 인 단전지를 적층하여 연계 운전을 수행하였다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.13 no.3
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• pp.50-57
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• 2009

A gas mechanical pulsator is developed for the study of combustion instabilities in various combustors such as LRE combustor. First, it shows that the mass flow rates and the perturbation frequencies can be successively controlled by the inlet pressure and the rotating speed of a rotating disk with many holes. Second, the device is used as an acoustic amplification source as a substitute for the speaker in the previous acoustic tests and its results show almost the same resonant frequency and damping characteristics compared with the previous results. In conclusion, the result shows that it can be used as a substitute for a speaker in the studies of LRE combustion instabilities, which has a flow and no limitation of amplification, and a device for making a perturbation source in gas flow.

• Proceedings of the Korean Nuclear Society Conference
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• 1998.05b
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• pp.509-514
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• 1998

ORIGEN-S 전산코드로 계산된 가압경수로(PWR)사용후핵연료 내에 존재하는 방사성핵종비 $^{134}$ Cs/$^{137}$Cs 및 $^{154}$ Eu/$^{137}$Cs 를 감마선 분광실험으로 측정한 값과 비교하여 핵연료의 연소도를 결정하였다. 고리 1호기 및 2호기 사용후핵연료봉에 대한 감마선 분광실험을 한국원자력연구소 조사재시험시설(IMEF)과 조사후시험시설(PIEF)의 시험기기 및 장치를 이용하여 수행하고 이 결과로부터 $^{134}$ Cs/$^{137}$Cs 와 $^{154}$ Eu/$^{137}$Cs 의 핵종비를 측정하였다. 이와 별도로 사용후핵연료의 연소도, 냉각시간, 초기농축도등에 따른 $^{134}$ Cs/$^{137}$Cs 와 $^{154}$ Eu/$^{137}$Cs의 핵종비를 ORIGEN-S 코드로 계산을 하였으며, 이 핵종비와 연소도 사이의 관계를 회귀분석하여 2차 다항식 함수로 유도하였다 이관계식과 감마선 분광실험으로 측정한 $^{134}$ Cs/$^{137}$Cs와 $^{154}$ Eu/$^{137}$Cs 의 핵종비를 이용하여 각각의 연소도를 결정할 수 있었다.

• 한국신재생에너지학회:학술대회논문집
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• 2005.11a
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• pp.112-121
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• 2005

본 연구는 2003년부터 2005년까지 2년간 에너지관리공단의 선행연구과제로서 진행되었으며 20 Watt 급 소형 연료전지에 수소를 공급할 수 있는 소형의 마이크로 채널 메탄올 개질장치를 개발하는 것을 목적으로 하였다. 개질장치는 개질기 본체, 여기에 반응열을 공급 해주는 촉매 연소기 그리고 연료를 증발시켜 주는 연료증발기의 세부분으로 구성되며 각 반응기의 개발 및 통합을 수행하였다. 반응기는 반응면적을 증가시키기 위하여 폭 $200{\sim}5000{\mu}m$, 필이 $200{\sim}5000{\mu}m$ 규모의 마이크로 채널 유로를 금속 박판을 화학 에칭하여 구현하였으며 이를 수십장 적층하여 전체 반응기를 제작하였다. 마이크로 채널표면에 내부 촉매 지지체를 먼저 코팅한 후 촉매를 코팅하는 방법을 사용하여 담지체 코팅으로 기하학적 표면적 대비 표면적이 10 배 이상 향상되는 우수한 결과를 얻을 수 있었고 촉매의 내구성이 월등히 향상 되었다. 저온 활성 촉매를 사용하여 $350^{\circ}C$ 이하에서 메탄을 전환율 90% 이상을 구현하였다. 실제 운전 후 측정 결과 개질 반응기의 부분별 온도차가 $20^{\circ}C$ 이내로 설계의 우수성을 확인하였다. 촉매 연소기를 이용한 개질 반응열 공급장치를 개발하여 20Watt 급 수소 생산을 위한 개질 반응기에 반응열을 공급하도록 하였다. 이와 함께 촉매 연소기를 이용한 연료 증발열 공급 장치 개발하여 개질기 공급 연료의 90% 이상이 기화되도록 하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.04a
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• pp.13-13
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• 2000

일반적으로 고체추진 로켓 모타의 개발단계 때 공통적으로 수행되는 주시험(main test)으로는 추력, 압력, 회전률 등의 성능측정을 하기 위한 정적연소시험(static firing test), 내부 정수압(hydrostatic pressure)에 의한 폭발 압력 시험, 연소중이나 연소 후 케이스에 대한 굽힘 강성 시험, 이외에 노화 시험, 환경시험 등이 요구된다. 그러나 신궁과 같은 휴대용 대공 시스템의 추진기관 개발의 경우에는 사수를 보호하기 위해 여러 가지 안전장치들이 설계되고, 이러한 장치들의 성능에 대한 요구 조건들을 확인하기 위한 특수시험(specific test)들이 필요하게 된다. 이러한 특수시험을 위한 각종 시험대들을, 위에서 언급한 주시험을 위해 사용되는 정적시험대(static test bench)들과 구분하기 위해 동적 시험대(DTB : Dynamic Test Bench)라고 한다. 본 연구에서는 신궁 추진기관의 사출모타 점화에서 비행모타 점화에 이르는 일련의 비행절차를 확인하기 위한 동적 시험대 설계 및 제작, 계측장치 구성 및 데이터 획득 방법 등에 관한 내용을 소개하며, 동적 시험대에서 수회에 걸쳐 수행된 동적 시험 결과를 분석/정리하였다.

• Proceedings of the Korea Air Pollution Research Association Conference
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• 2001.11a
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• pp.99-100
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• 2001

보일러, 소각로 등의 연소공정이나, 금속 용융과정 중에 발생하는 분진은 대부분 여과집진장치에 의해 처리된다. 이러한 연소, 금속용융 공정의 배가스는 매우 고온이기 때문에 공냉식이나 수냉식의 배가스 냉각장치를 거친 후 여과집진장치로 유입된다. 고온 배가스 냉각장치는 집진장치의 설치비를 가중시킬 뿐만 아니라 운전유지비의 상승을 초래한다. 따라서 고온에서도 집진성능을 유지할 수 있는 여과포의 개발이 요구되었고, 국외 유명 여과포 제조업체를 중심으로 고온적용 여과포 개발이 활발히 진행되어 왔다. (중략)

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2012.05a
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• pp.24-27
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• 2012

In this study, the full scale flight type Dual-Pulse Rocket Motor(DPRM) with the bulkhead type Pulse Separation Device(PSD) was designed, manufactured, and fire-tested. The bursting time and pressure of PSD were analyzed by the pressure, thrust and vibration results of static fire tests and ablation of PSD was measured with 3-D coordinate measuring machine. As a result, PSD requirements, bursting conditions and thermal safety, were satisfied.

• Proceedings of the Korean Nuclear Society Conference
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• 1998.10a
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• pp.306-306
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• 1998

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.36 no.5
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• pp.491-496
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• 2008

New concept ramjet propulsion system with liquid bipropellant rocket using "Green Propellant" hydrogen peroxide for launch stage is proposed. In this novel concept, hydrogen peroxide gas generator produces hot oxygen at launch stage and kerosene injects to this jet in combustor. For basic study of this new concept ramjet system, investigation of auto-ignition characteristics and combustion of decomposed hydrogen peroxide and kerosene was conducted. In various test cases, auto-ignition and stable combustion was verified. The combustion temperature of 400°C and Fuel/Oxidizer mixture ratio of 0.6 were the limit of auto ignition. Through the experiment results, the possibility of novel concept combined propulsion system using hydrogen peroxide gas generator is ascertained.