• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제7권3호
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• pp.187-202
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• 2020

The exhaust nozzle serves back pressure of Pulse detonation combustor, so combustion chamber gets sufficient pressure for propulsion. In this context recent researches are focused on influence of nozzle effect on single cycle detonation wave propagation and propulsion performance of PDE. The effects of various nozzles like convergent-divergent nozzle, convergent nozzle, divergent nozzle and without nozzle at exit section of detonation tubes were computationally investigated to seek the desired propulsion performance. Further the effect of divergent nozzle length and half angle on detonation wave structure was analyzed. The simulations have been done using Ansys 14 Fluent platform. The LES turbulence model was used to simulate the combustion wave reacting flows in combustor with standard wall function. From these numerical simulations among four acquaint nozzles the highest thrust augmentation could be attained in divergent nozzle geometry and detonation wave propagation velocity eventually reaches to 1830 m/s, which is near about C-J velocity. Smaller the divergent nozzle half angle has a significant effect on faster detonation wave propagation.

• 한국항공운항학회지
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• 제15권1호
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• pp.1-10
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• 2007

When detonation is occurred, the working fluid is compressed itself, though there are no other devices that compress the fluid. As a result, an engine which uses detonation for a combustion process doesn't need moving parts so that the engine can be lighter than other engines ever exist, and such an engine is often referred to as a pulse detonation engine. Since using detonation has higher performance than using deflagration, many studies have been attempting to control and analyze the engines using detonation as combustion. The purpose of this study is to analyze the hybrid cycle which is consisted of Brayton and Pulse Detonation Engine cycle. At first, we set the theoretical basis of detonation analysis, and after that we consider two hybrid cycles; a turbojet hybrid cycle and a turbofan hybrid cycle. The more energy released, the higher detonation Mach number the detonation wave has. In general, a cycle which has a detonation process has higher performances but thermal efficiency of hybrid turbofan engine.

• 한국추진공학회지
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• 제17권2호
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• pp.9-15
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• 2013

Shchelkin 나선으로 알려진 나선형 난류고리가 아세틸렌-산소 혼합기의 데토네이션파의 성능에 미치는 영향을 실험적으로 연구하였다. 고속응답 압력 트랜스듀서로 측정된 압력 피크의 시간차를 이용하여 데토네이션파 속도를 산출하였다. 또한 추력대를 이용해 데토네이션파의 강도를 측정하여 나선형 난류고리가 연소성능에 미치는 영향을 분석하였다. CFD를 이용하여 간접적으로 유량을 산출하고, 최대 충진률을 위한 최소 충진시간을 도출하였다. 아세틸렌-산소 추진제의 당량비 2.4에서 최대속도 및 압력을 나타냈으며, CEA로 계산된 C-J 속도와 유사한 값을 보였다. 짧은 연소기와 짧은 나선형 난류고리를 사용하는 경우에 최대의 데토네이션파 속도를 나타냈지만, 반대로 난류고리를 사용하지 않은 긴 연소기에서 최대 추력성능을 보였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제16권4호
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• pp.548-559
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• 2015

We performed a numerical simulation based on the two-dimensional (2-D) unsteady Euler's equation with a single-step Arrhenius reaction model in order to investigate the detonation wave front propagation of an Argon (Ar) diluted oxy-hydrogen mixture ($2H_2+O_2+12Ar$). This simulation operates in the detonation frame of reference. We examine the effect of grid size and the performance impact of integrated quantities such as mass flow. For a given set of baseline conditions, the minimal and maximum grid resolutions required to simulate the respective detonation waves and the detonation cell structures are determined. Tertiary shock wave behavior for various grids and pre-exponential factors are analyzed. We found that particle fluctuation can be weakened by controlling the mass flow going through the oblique shock waves.

• 터널과지하공간
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• 제10권2호
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• pp.218-226
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• 2000

고성능 폭약의 성능을 결정하기 위해서는 폭발압력, 폭발속도, 열, 발생되는 가스 등이 정확히 기술될 수 있어야 한다. 본 연구에서는 실측하는데 어려움이 따르는 폭굉 시의 현상을 이해하기 위해 폭약이 폭발할 때 발생하는 압력, 부피팽창, 온도, 폭발속도 등을 이론적으로 계산하고자 하였다. 본 연구를 통해 폭발 현상을 표현하기 위한 계산 프로그램이 개발되었으며 이 프로그램을 이용하여 ANFO와 NG에 대해 폭약성능에 영향을 미치는 요소들을 이론적으로 계산하였다.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 대한연소학회 2003년도 제27회 KOSCO SYMPOSIUM 논문집
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• pp.153-157
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• 2003

Supersonic and hypersonic aircrafts must pass wide range of speed to reach high speed region. But for existing engines the most efficient operating speed ranges are decided according to their flying speed, so an engine which mixes several engines like TRJ (Turbo Ramjet) and ARJ (Air Turbo Ramjet) has been planed. This mixed type engine has inefficiency that more than two engines must be installed simultaneously, but the pulse detonation engine (PDE) that uses detonation wave has a strong point that it can operate in all speed range with single engine. This paper deals with the simulation of the pulse detonation engine which uses hydrogen peroxide $(H_2O_2)$ mono propellant. Hydrogen peroxide is low-cost propellant, and it is reacted without oxidizer. Comparison between $H_2-O_2$ mixture with $H_2O_2$ mono propellant about thrust, pressure, temperature and velocity shows that $H_2O_2$ is a very useful propellant.

• 분석과학
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• 제30권6호
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• pp.405-410
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• 2017

고 에너지 물질은 폭약이나 로켓의 추진체와 같은 군사적 목적뿐만 아니라 연료, 토목 및 건축 등의 민간 분야에도 사용되고 있다. 새로운 고에너지 물질의 개발을 위해 필수적인 단계는 물질의 폭발성능을 정확하게 계산하는 것이다. 여러 수식들 중에서 폭발 성능을 계산하는데 가장 대표적인 수식은 Kamlet-Jacobs (K-J) 식 이다. K-J 식에서는 폭발 시 기체 생성물의 몰수와 이들 기체의 평균 분자량, 그리고 폭발열 과 같은 인자가 폭발 성능에 크게 영향을 미치고, 이것들은 폭발반응에서 생성된 생성물 조성에 좌우되게 된다. 본 연구에서는 4가지 화학 양론적 규칙(Kamlet-Jacobs, Kistiakowsky-Wilson, modified Kistiakowsky-Wilson, Springall-Roberts 규칙)을 통해 65종 고에너지물질의 폭발 생성물 조성을 계산하였고, 이를 K-J, Rothstein, Xiong, Stine, Keshavarz등이 제안한 폭발속도식에 적용하였다. 각 계산된 방법별로 실험값에 대한 평균절대오차와 평균제곱근오차를 얻었다. 다소 복잡한 K-J와 Xiong식은 간단한 Keshavarz 식과 Rothstein식보다 더 낮은 평균절대오차를 나타내었다. 또한 mod-KW규칙으로 생성물을 계산하여 Xiong의 식에 적용하였을 때, 폭발속도들이 가장 정확했다. 이 연구는 고에너지물질의 정확한 성능을 얻기 위하여 폭발속도를 계산하는 다양한 방법을 비교하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권7호
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• pp.552-560
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• 2014

Pulse Detonation Engine (PDE)는 압축 효과에 따른 효율 증가와 정지 상태로부터 높은 초음속구간까지 작동가능하다는 등의 장점으로 인해 차세대 고속추진기관으로 많은 연구가 진행되고 있다. 본 연구에서는 Chapman-Jouguet 데토네이션 이론과 일정 단면적의 관내 압축성 기연 가스 팽창과정을 연계한 Endo 이론을 바탕으로 실제 추진제에 대한 효율적인 PDE 이론 성능 예측 프로그램을 개발하였다. 성능 예측 프로그램은 탄도진자 측정을 통하여 얻은 실험 결과와 비교를 통하여 검증하였다. 이 프로그램을 이용하여 당량비, 초기압력 및 초기 온도 및 압력에 대한 성능 특성을 살펴보았고 다양한 탄화수소 연료, 산화제 조성에 대한 성능을 해석하여 PDE 이론 성능 데이터베이스를 구축하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.617-621
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• 2017

본 연구에서는 Al 입자가 함유된 고폭약의 성능 특성을 2 상 모델(two-phase model)을 이용하여 수치 해석을 수행하였다. Al 입자의 점화와 연소시간은 고폭약에 비해 상대적으로 긴 시간이 요구되기 때문에, Al 입자연소에 의한 에너지 발산은 고폭약의 데토네이션 후방에서 이루어진다. Al 입자를 함유하는 고폭약은 Al 함유량이 증가함에 따라 데토네이션 속도의 감소와 고폭약 데토네이션 후방에서 Al 입자 연소가 일어나며 이중 데토네이션이 관찰되는 특징이 있다. 본 연구에서는 Al 입자가 함유된 HMX의 데토네이션 특성을 재현하기 위해 최대 Al 함유량 50%를 갖는 confined rate stick이 고려되었으며, 수치해석 결과는 5-25% 함유량에 대한 실험결과와 비교되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.506-512
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• 2004

We analytically estimated the propulsive performance of pulse detonation engines (PDEs) in three cases, which were (1) a fully-fueled simplified PDE, (2) a partially-fueled simplified PDE, and (3) a PDE optimized as a system. The results of the model analyses in the cases of (1) and (2) were in good agreement with published experimental data which were obtained by using simplified PDEs. The comparison between the results of the analyses of simplified PDEs and those of optimized PDE systems showed that specific impulse would become higher by about 10-20% due to PDE-system optimization.