• 한국항공우주학회지
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• 제44권4호
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• pp.333-342
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• 2016

액체로켓 추진시스템은 액체 추진제와 액체 산화제의 화학반응을 통해 추력을 발생하는 방식으로써 우주발사체 및 인공위성을 포함한 우주비행체에 광범위하게 적용되고 있다. 일반적으로 사용되는 액체로켓 추진제로는 모노메틸하이드라진/사산화이질소, 액체수소/액체산소 및 RP-1/액체산소 조합 등이 있다. 본 연구의 목적은 액체로켓 추진제의 열화학적 반응을 수치적으로 분석함으로써, 이를 통해 궁극적으로 액체로켓엔진의 설계와 성능에 필요한 유용한 정보를 예측하고자 하는 데 있다. 이를 위해 앞서 언급한 3가지 조합의 연료와 산화제에 대하여 연소반응 후 화학평형상태에 도달했을 때 주요 요소평형반응들의 평형상수 값들을 이용해 최종 생성물의 성분과 화학조성을 계산하였고 그 결과를 이용해 단열화염온도와 로켓성능변수인 비추력을 예측하는 연구를 진행하였다.

• 한국콘크리트학회:학술대회논문집
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• 한국콘크리트학회 2008년도 춘계 학술발표회 제20권1호
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• pp.889-892
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• 2008

본 연구는 보통포틀랜드 시멘트(이하 OPC)의 제조공정 중 입도 분급에 의해 포집된 조분시멘트(이하 CC)와 저발열 혼화재료인 플라이애시(이하 FA)를 조합 치환하여 콘크리트에 미치는 수화발열특성에 대해 검토하고자 하였다. 실험은 W/B 50% 1수준에 대하여 OPC를 100% 사용한 것을 Plain 배합으로 하고, CC를 OPC에 대하여 25, 50, 75%의 3수준으로 치환하고, 혼화재로 FA를 0, 10, 20, 30, 40%의 5수준으로 치환하여 총 16배치를 계획 하였다. 실험결과로 유동성의 경우는 CC 치환율이 증가할수록 점점 감소하는 경향을 나타냈고, FA의 치환율이 증가할수록 증가하였다. CC 및 FA 치환율 별간이단열에 의한 온도 상승량은 치환율이 증가할수록 감소하였는데, 특히 FA40의 경우 CC치환율에 관계없이 최대 피크온도가 $7.3{\sim}8.9^{\circ}C$로 45%정도 아주 낮게 나타났다. 초기 압축강도는 CC 및 FA치환율 증가에 따라 비례적으로 저하하였는데, 재령경과에 따라 강도저하 폭은 감소하는 것으로 나타났다.

• 한국건축시공학회지
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• 제14권2호
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• pp.156-162
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• 2014

본 연구는 PC(Precast Concrete)부재 생산 시 스팀양생 공정을 생략하여 경제적 및 환경적 문제를 해결하고자 상온양생으로 탈형강도(10MPa이상)를 만족시킬 수 있는 조강형 콘크리트를 개발하는데 목적이 있다. 따라서, 조기강도 발현에 반응성이 높은 $C_3S$를 많이 함유하고 있는 조강 시멘트와 $C_3S$의 수화반응을 높이는 경화촉진제를 사용한 조강콘크리트를 평가하였으며, 경화촉진제를 사용한 콘크리트 실험결과는 다음과 같다. 유동성 확인을 위한 슬럼프 플로 시험과 공기량은 목표값을 만족하였다. 경화촉진제를 혼입함에 있어 압축강도는 12시간까지 급격한 발현성상을 나타내었으며, 6~9시간 만에 목표를 만족하였다. 건조수축 및 자기수축의 최대 수축량은 ($-800{\times}10^{-6}$)이하의 값을 나타내어 양호한 것으로 나타났다. 또한, 간이단열온도상승 시험으로 24시간 이내에 Peak 온도를 나타내고 감소하는 것을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.91-93
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• 2003

A comprehensive numerical study is carried out to investigate for the understanding of the flow evolution and flame development in a supersonic combustor with normal injection of ncumally injecting hydrogen in airsupersonic flows. The formulation treats the complete conservation equations of mass, momentum, energy, and species concentration for a multi-component chemically reacting system. For the numerical simulation of supersonic combustion, multi-species Navier-Stokes equations and detailed chemistry of H2-Air is considered. It also accommodates a finite-rate chemical kinetics mechanism of hydrogen-air combustion GRI-Mech. 2.11[1], which consists of nine species and twenty-five reaction steps. Turbulence closure is achieved by means of a k-two-equation model (2). The governing equations are spatially discretized using a finite-volume approach, and temporally integrated by means of a second-order accurate implicit scheme (3-5).The supersonic combustor consists of a flat channel of 10 cm height and a fuel-injection slit of 0.1 cm width located at 10 cm downstream of the inlet. A cavity of 5 cm height and 20 cm width is installed at 15 cm downstream of the injection slit. A total of 936160 grids are used for the main-combustor flow passage, and 159161 grids for the cavity. The grids are clustered in the flow direction near the fuel injector and cavity, as well as in the vertical direction near the bottom wall. The no-slip and adiabatic conditions are assumed throughout the entire wall boundary. As a specific example, the inflow Mach number is assumed to be 3, and the temperature and pressure are 600 K and 0.1 MPa, respectively. Gaseous hydrogen at a temperature of 151.5 K is injected normal to the wall from a choked injector.A series of calculations were carried out by varying the fuel injection pressure from 0.5 to 1.5MPa. This amounts to changing the fuel mass flow rate or the overall equivalence ratio for different operating regimes. Figure 1 shows the instantaneous temperature fields in the supersonic combustor at four different conditions. The dark blue region represents the hot burned gases. At the fuel injection pressure of 0.5 MPa, the flame is stably anchored, but the flow field exhibits a high-amplitude oscillation. At the fuel injection pressure of 1.0 MPa, the Mach reflection occurs ahead of the injector. The interaction between the incoming air and the injection flow becomes much more complex, and the fuel/air mixing is strongly enhanced. The Mach reflection oscillates and results in a strong fluctuation in the combustor wall pressure. At the fuel injection pressure of 1.5MPa, the flow inside the combustor becomes nearly choked and the Mach reflection is displaced forward. The leading shock wave moves slowly toward the inlet, and eventually causes the combustor-upstart due to the thermal choking. The cavity appears to play a secondary role in driving the flow unsteadiness, in spite of its influence on the fuel/air mixing and flame evolution. Further investigation is necessary on this issue. The present study features detailed resolution of the flow and flame dynamics in the combustor, which was not typically available in most of the previous works. In particular, the oscillatory flow characteristics are captured at a scale sufficient to identify the underlying physical mechanisms. Much of the flow unsteadiness is not related to the cavity, but rather to the intrinsic unsteadiness in the flowfield, as also shown experimentally by Ben-Yakar et al. [6], The interactions between the unsteady flow and flame evolution may cause a large excursion of flow oscillation. The work appears to be the first of its kind in the numerical study of combustion oscillations in a supersonic combustor, although a similar phenomenon was previously reported experimentally. A more comprehensive discussion will be given in the final paper presented at the colloquium.