• 한국수자원학회논문집
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• 제45권1호
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• pp.39-52
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• 2012

유역내에서 발생하는 유출은 지표 유출과 지표하 유출이 있으며, 서로 상호작용 상태를 유지하게 된다. 일반적으로 지표와 지표하 둘 중 한 가지 알고리즘으로 해석이 힘든 유역에 대해 지표와 지표하 사이의 동적인 관계를 상세하게 모의해야 하는 경우 상호작용에 관한 요소를 고려하여야 한다. 동적인 상호작용 시스템의 구동에서는 시 공간적인 매개변수가 중요하며, 적절한 모의를 위해시 공간적인 매개변수는 시스템 상에서 지표와 지표하 항에 대한 복합적인 메카니즘으로 구성되어야 한다. 본 연구에서는 이러한 지표 및 지표하 유출의상호작용에 관한 알고리즘을 위해 2차원 확산파 방정식을 이용하여 지표 유출을 해석하고, Darcy의 법칙과 Dupuit-Forchheimer의 가정을 이용한 Boussinesq 방정식을 적용하여 포화상태의 지표하 유출의 알고리즘을 구성하였다. 커플링 방정식으로 공간에 대해서는 유한체적법을 사용하고, 시간에 대해서는 Crank-Nicolson 방법을 이용하였으며, 지표와 지표하 흐름의 상호작용에 대해서는 질량보존의 법칙에 기반하여 구성하였다. 이상의 과정을 통하여 지표 유출해석, 지표하 유출해석, 상호작용, 수치해석 부분의 4가지 주요 모듈을 만들었으며, 4가지 주요 모듈을 통합하여 복합유역의 지표 및 지표하 유출해석 모듈을 개발하였다.

• 한국해양환경ㆍ에너지학회지
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• 제19권3호
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• pp.218-226
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• 2016

본 연구는 낙동강 하구사주 전면(해빈영역) 지하수위 변동 특성에 관한 연구로서 현장 관측에 기반한 실험적 논문이며, 외력에 의한 사주 지하수위 변동 및 식생대와의 상호작용을 중심으로 해석하였다. 본 연구를 통해 얻어진 결과를 요약하면 다음과 같다. 강우 발생시 지하수위의 상승이 발생함을 알 수 있는데 하계 강우량이 20 mm/hour 이상인 경우 내부수위는 20 cm 이상 급격히 상승하게 되며 상승한 지하수위는 무강우 상태일 때 서서히 감소한다. 또한 계절적 변화 특성을 살펴보면 전반적으로 하계(우기)에 상승하며 동계(건기)에 하강하는 경향을 보인다. 또한 3년간(2012년~2014년) 관측결과로부터 시간 평균된 지하수위면(Average groundwater-table)은 평균해수면(M.S.L.) 보다 약 1.47 m 가량 상승한 상태였으며, 조간대 정점보다는 내측으로 갈수록 연평균 지하수위면이 상승하는 것으로 조사되었다. 아울러 사구 식생대는 공간상으로 차이를 보이며 해안사구의 유무는 식생대의 전진에 영향을 주고 있다. 즉, 해안선에서 이격거리 및 해빈경사에 따라 지하수위 변동이 공간적으로 동일하다면, 염수 침입시 사구의 유무는 식생대가 안정적으로 생육할 수 있는 지반조건 및 지하수위를 제공한다고 할 수 있다.

• 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.