• Journal of Families and Better Life
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• v.13 no.1
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• pp.168-178
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• 1995

본 논문의 목적은 휘발성류 흡입제 남용에 대한 문헌들을 고찰하고, 이러한 고찰을 통하여 휘발성류 흡입제 남용에 관한 실태와 연구분야의 취약점에 대해 논의하고자 한다. 본 논문에서는 휘발성류 흡입제 남용에 관한 문헌들을 세부분으로 나누어 고찰하고자 한다. 첫번째는 휘발성류 흡입제 남용에 대한 의학적 접근으로써 흡입제 남용으로 인한 다양한 증상들에 대해 고찰하고자한다. 두번째 영역은 휘발성류 흡입제 남용에 관한 행동학적 접근으로써 흡입제 남용이 미래의 다른 약물중독을유발시키는지에 대해 논의하고자 하며, 또한 휘발성류 흡입제 사용이 청소년들에게 반 사회적 행동을 유발시키는지를 판명하고자 한다. 세번째 영역은 휘발성류 흡입제 남용이 가족학적 접근으로써 흡입제중독을 유발시키는가 족환경에 대해 고찰하고자 한다. 이러한 연구들을 통하여 본 연구자는 휘발성류 흡입제 남용자에 관한 연구에 있어서의 취약점을 지적해 보고 휘발성류 흡입제 남용자에 대한 미래의 연구방향을 제시하고자 한다. 마지막으로 휘발성류 흡입제 및 약물남용에 대한 예방 및 사후 대책을 제안함으로써 결론을 짓고자 한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.10a
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• pp.14-14
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• 1999

액체 램제트 엔진의 특성은 흡입구를 통해 들어오는 유입공기의 상태에 따라 많이 달라진다. 흡입구에 들어오는 공기의 유입각이 일정각도를 넘어서면 유입공기의 왜곡이 심하여 정상적인 연소가 불가능 할 수 있다. 따라서 다양한 비행조건에 따른 램제트 엔진의 특성을 파악하기 위하여 외부 유입영역, 흡입구, 연소기, 노즐 및 출구 대기 영역을 함께 계산하여 유동 특성과 연소 특성을 파악하고자 하였다. 흡입구는 마하 2.0을 기준으로 설계하고, 4각 덕트에서 완만하게 원형 덕트로 변화되는 확대관의 형상으로 비행체에 붙어 있는 것으로 격자를 구성하였다. 흡입구에서의 유동 조건은 비행체을 지난 유속이 마하 2.0과 2.2의 경우에 대하여 수치 실험을 수행하였으며, 비반응 유동 해석과 연소가 있는 반응 유동해석 결과를 흡입구를 포함하지 않았던 선행 연구 결과들과 비교하였다. 유입각이 영 일 때의 흡입구를 포함한 계산 결과는 흡입구에서 생성되는 충격파에 의한 손실로 총압력이 흡입구를 포함하지 않았던 선행 연구 결과와 차이가 있었으나 유동 특성에는 큰 차이가 없었다. 그러나 유입각이 증가함에 따라 흡입구로 유입되는 공기의 량이 감소하고 그에 따른 유동의 왜곡이 심하여 연소특성에 변화를 보여 주었다.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2012.04a
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• pp.77-80
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• 2012

초음속 흡입구는 설계점에서 안정적으로 작동하지만 설계점 밖에서는 엔진성능이 급격히 감소하거나 층 격파 불안정 문제가 발생할 수 있다. 초음속 흡입구의 일반적인 특성을 파악하기 위해 2단 꺾임각을 갖는 외부 압축식 2차원 흡입구를 설계하고 EDISON_열유체 시스템을 이용하여 최종적으로 설계 마하수 2.5에서 작동하는 형상을 얻었다. 그러나 설계 마하수 이하의 영역에서는 충격파-경계층, 충격파간 상호작용으로 인해 유동에서 박리가 발생하고 최종적으로 흡입구 목을 질식시켜 아임계 상태로 천이된다. 이를 해결하기 위해 유동 제어 방법 중 하나인 bleeding을 이용하여 경계층을 제거하거나 유동의 박리를 방지하여 충격파를 cowl lip 전방에 안정하게 고정시킬 수 있었으며, 결과적으로 목적하였던 마하수 2.0에서 2.5에 이르는 작동 영역에서 강건하게 운용될 수 있는 초음속 흡입구를 설계하였다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.24 no.6
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• pp.16-27
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• 2020

For the operation of the scramjet engine in the wide flight range, the design of the inlet must show stable performance in various flight conditions. In this study, the design methods of a 2D fixed inlet for stable performance in wide flight ranges of Mach number 4 to 6 and angle -6° to 6°, is performed. After proposing the design method and design focus, performance prediction and analysis were performed by various initial compression angles and design Mach numbers, which are essential design factors in total pressure recovery and inlet capture area ratio in the wide flight range. Based on the analysis results, we present the selection criteria for the two main design elements to represent stable performance in the wide flight range.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.45 no.12
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• pp.1031-1038
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• 2017

In order to improve the performance of the air breathing engines, it is important to maximize the total pressure recovery through air intake. In this study, we investigated whether the Oswatitsch method, which guarantees the maximum pressure recovery for supersonic intake, is effective at hypersonic speed by compressing the intake air with the same intensity at each ramp. The non-linearity of the shock wave normal Mach number at each ramp stage was analyzed by comparing the compression ramp angle and the number of ramp to the inflow Mach number in terms of compressible thermodynamics and the operation limits of the inlet. Based on this analysis, the Oswaitisch technique yields valid conditions not only in supersonic but also hypersonic flight regime.

• Journal of the Korean Society of Marine Environment & Safety
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• v.25 no.6
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• pp.795-801
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• 2019

The aim of this study was to investigate the possibility of the skin-friction reduction by vortex control. A vortical system such as a horseshoe vortex, a hairpin vortex, and a wake region was induced around a hemisphere attached on a Perspex flat plate in the circulating water channel. Hairpin vortices were developed from the wake region and horseshoe vortices were formed by an adverse pressure gradient in front of the hemisphere. The horseshoe vortices located on the flank of the hemisphere induced a high momentum flow in the wake region by the direction of their vorticity. This process increased the frequency of the hairpin vortices as well as the frictional drag on the surface of the wake region. To reduce the skin-friction drag, suction control in front of the hemisphere was applied through a hole. Flow visualization was performed to optimize the free-stream velocity, size of the hemisphere, and size of the suction hole. Once the wall suction control mitigated the strength of the horseshoe vortex, the energy supplied to the wake region was reduced, causing the frequency of the hairpin vortex generation to decrease by 36.4 %. In addition, the change in the skin-friction drag, which was measured with a dynamometer connected to a plate in the wake region, also decreased by 2.3 %.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.8 no.2
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• pp.95-101
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• 2004

An experimental investigation was conducted to investigate the effects of the equivalence ratio and air mass flux on the combustion efficiency in a solid fuel ramjet used fuel grains which were highly loaded with boron carbide. Combustion efficiency increased with increasing equivalence ratio (grain length), and decreasing air mass flux. Higher inlet air temperature produced higher combustion efficiencies, apparently the result of enhanced combustion of the larger boron particles those burn in a diffusion controlled regime. Short grains which considered primarily of the recirculation region produced larger particles and lower combustion efficiencies. The result of the normalized combustion efficiency increased with inlet air temperatures coincident with the result of the Brayton cycle thermal and the total efficiency relating to the heat input.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2015.03a
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• pp.612-617
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• 2015

초음속 흡입구는 고속 비행에서 발생하는 충격파를 이용하여 제트엔진 내부에 유입되는 공기를 압축시키는 구조로써 주로 램제트와 스크램제트 엔진에 적용되어 연구개발이 진행되어 왔으며 현재는 미사일의 추진체 개발에도 응용되고 있다. 초음속 영역에서의 흡입구는 cone 모양의 스파이크 구조를 통해 경사충격파가 생성되어 외부에서의 공기압축을 먼저 거치게 된다. 본 연구에서는 EDISON CFD를 이용하여 외부압축 초음속 흡입구 주위의 공기유동을 해석하고 Cubbison, R.W.의 풍동실험 결과와 비교 분석하였다. 초음속 흡입구 주위의 유동을 2D 축대칭 압축성 유동으로 가정하고 EDISON CFD의 2D_Comp_P 솔버를 사용하여 수치해석을 수행하였다.

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers
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• v.8 no.1
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• pp.79-85
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• 1984

터어보과급 디이젤 엔진의 저속 및 급가속영역에서 발생하는 매연의 배출을 억제하기 위하여 흡 입 공기량을 증가시키는 방안으로서 흡기관의 동적효과를 이용하기 위한 통합과급 시스템을 개발 하였다. 동조회전수에 있어서 음향임피던스 방법에 의하여 공명흡기관의 칫수를 결정하였고 흡입 공기 냉각기를 부착하여 전 회전영역에서의 흡입공기 밀도비를 증가시켰다. 기존 엔진을 변형한 두가지 시스템을 설계하여 성능측정을 하였으며, 이들에 대한 비교 및 실용성에 관해 자세히 언 급하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.11a
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• pp.17-17
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• 2000

초음속 비행체 및 극음속 성층권 비행체용 추진기관으로의 사용이 검토되고 있는 차세대 추진기관들을 산화제 공급방식에 따라 공기흡입 엔진, 로켓 엔진 및 복합사이클 엔진으로 분류하여 엔진의 구성방식 및 추진특성들을 기술하였다. 공기흡입 엔진은 저고도에서의 성능이 우수하고 재사용이 가능 하지만 공기 밀도가 낮은 고 고도 영역에서의 성능이 좋지 않으며 로켓 엔진은 넓은 고도영역에서 사용이 가능한 반면 낮은 비추력 및 고비용 발사체계 등과 같은 단점들을 가지고 있다.(중략)