• 한국항공우주학회지
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• 제37권11호
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• pp.1140-1147
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• 2009

펌프공급방식 액체로켓엔진 가스발생기의 매니폴드를 대상으로, 연료 및 산화제의 유량 균일성을 파악하기 위하여 유동해석을 수행하였다. 3가지의 연료링과 3가지의 분사기 헤드 형상에 대하여 유동해석을 수행함으로써, 유량균일성을 검토하였다. 이를 통해 최적의 유량균일성을 가지는 연료링과 분사기 헤드의 형상을 결정하였다. 또한 분사기 출구에서의 혼합비 분포를 유동해석 결과로부터 도출하였다. 이를 통하여, 연료와 산화제 모두 유량균일성이 우수한 형상을 결정할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.261-264
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• 2008

고체 연료로 파라핀을 사용하고 산소를 산화제로 사용하는 하이브리드 로켓의 연소 특성에 대해 실험 연구를 진행하였다. 특히 연소실 내부의 압력과 연료 그레인의 형태에 따른 영향을 살펴보았다. 연소 시 산화제의 유입량을 변화시키며 연소실 내부의 압력을 측정하였다. 관찰된 압력변화 범위 내에서 연소실 내부의 압력이 증가할 때 후퇴율도 증가함을 보여주었다. 또한 연료 그레인 형태의 변화에 따라 후퇴율이나 추력 등은 어느 정도 경향성을 보인다. 산화제 유입 부분에 공간을 마련하면 추력이 증가하나 노즐 가까운 곳에 형성한 공간은 추력 상승에 큰 도움이 되지 않는다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.595-598
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• 2011

이중 연소 램제트(DCR) 엔진의 주 연소기에서 초음속 연소 현상을 수치해석을 동하여 연구하였다. 초음속 연소 유동은 유동의 압축성 효과에 연소 안정성이 크게 영향 받으므로, 일정 단면적 부분의 길이 및 확산 각에 대한 영향을 살펴보았다. 동일한 입구 조건에서의 해석의 결과 이중 연소 램제트 엔진 연소기의 연소 유동은 기본적으로 난류 부상 화염의 특징을 가짐을 알 수 있었으며, 부상 화염의 높이는 초음속 확산각이 작고 일정 단면적 부분이 긴 경우, 분사기 가까이 유지되만, 확산각의 변화에 심하게 영향 받아 작은 변화에도 부상화염의 높이가 크게 증가하거나 연소기 밖으로 blow-out 되므로, DCR 연소기의 설계에는 화염의 안정성이 충분히 고려되어야 함을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.258-261
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• 2003

액체로켓 엔진에 사용되는 가스발생기의 최적설계와 연소해석을 수행하였다. 추진제는 RP-1/LOx 이고, open cycle터보펌프 시스템을 사용하였으며, 가스발생기는 농후(fuel-rich)연소를 적용하였다. 최적설계의 목적함수는 주연소실의 비추력이 최대가 되는 것으로 하였다. 설계변수는 가스발생기의 O/F비, 유량(mass flow rate into gas generator), 터빈 노즐 출구 각, 부분분사비, 그리고 터빈 원주속도로서 이들을 이용하여 가스발생기의 열역학적 성능을 계산하였고, 설계제한조건인 가스발생기 연소실 총온도와 터빈-펌프의 출력일치(matching)를 만족하면서 목적함수를 최대화 할 수 있는 가스발생기의 형상과 성능조건을 확인하였다. 연소해석을 통하여 난류고리 장착에 따른 연소가스의 혼합길이와 연소실 직경을 검토하고, 반경방향의 온도분포 등을 살펴보았다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.75-78
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• 2004

Various jet engines (Turbine engine family and RAM Jet engine) have been developed for high speed aircrafts. but their application to hypersonic flight is restricted by principle problems such as increase of total pressure loss and thermal stress. Therefore, the development of next generation propulsion system for hypersonic aircraft is a very important subject in the aerospace engineering field, SCRAM Jet engine based on a key technology, Supersonic Combustion. is supposed as the best choice for the hypersonic flight. Since Supersonic Combustion requires both rapid ignition and stable flame holding within supersonic air stream, much attention have to be given on the mixing state between air stream and fuel flow. However. the wider diffusion of fuel is expected with less total pressure loss in the supersonic air stream. So. in this study the direction of fuel injection is inclined 30 degree to downstream and the total pressure of jet is controlled for lower penetration height than thickness of boundary layer. Under these flow configuration both streams, fuel and supersonic air stream, would not mix enough. To spread fuel wider into supersonic air an aerodynamic force, baroclinic torque, is adopted. Baroclinic torque is generated by a spatial misalignment between pressure gradient (shock wave plane) and density gradient (mixing layer). A wedge is installed in downstream of injector orifice to induce an oblique shock. The schlieren optical visualization from side transparent wall and the total pressure measurement at exit cross section of combustor estimate how mixing is enhanced by the incidence of shock wave into supersonic boundary layer composed by fuel and air. In this study non-combustionable helium gas is injected with total pressure 0.66㎫ instead of flammable fuel to clarify mixing process. Mach number 1.8. total pressure O.5㎫, total temperature 288K are set up for supersonic air stream.

• 한국재료학회지
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• 제18권3호
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• pp.148-152
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• 2008

A new cost-effective atomic layer deposition (ALD) technique, known as Proximity-Scan ALD (PS-ALD) was developed and its benefits were demonstrated by depositing $Al_2O_3$ and $HfO_2$ thin films using TMA and TEMAHf, respectively, as precursors. The system is consisted of two separate injectors for precursors and reactants that are placed near a heated substrate at a proximity of less than 1 cm. The bell-shaped injector chamber separated but close to the substrate forms a local chamber, maintaining higher pressure compared to the rest of chamber. Therefore, a system configuration with a rotating substrate gives the typical sequential deposition process of ALD under a continuous source flow without the need for gas switching. As the pressure required for the deposition is achieved in a small local volume, the need for an expensive metal organic (MO) source is reduced by a factor of approximately 100 concerning the volume ratio of local to total chambers. Under an optimized deposition condition, the deposition rates of $Al_2O_3$ and $HfO_2$ were $1.3\;{\AA}/cycle$ and $0.75\;{\AA}/cycle$, respectively, with dielectric constants of 9.4 and 23. A relatively short cycle time ($5{\sim}10\;sec$) due to the lack of the time-consuming "purging and pumping" process and the capability of multi-wafer processing of the proposed technology offer a very high through-put in addition to a lower cost.

• 한국가스학회지
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• 제19권4호
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• pp.22-28
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• 2015

LPG가 수송용 연료로서 경쟁력을 유지하기 위해서는 지속적인 기술개발을 통해 휘발유와의 연비격차를 감소시키고 후처리시스템 등에 의한 가격 부담을 낮추어야 한다. 이에 본 연구에서는 안정적인 희박연소 구현을 통한 연비개선을 얻기 위해 실린더 중앙에 점화플러그와 연료분사기가 인접해 있고, 연료가 분사된 후 바로 점화가 이루어지도록 하는 분무유도방식의 LPG 직접분사엔진을 개발의 일환으로 연소제어인자의 변화에 따른 연소 특성을 분석하였다. 안정적인 연소를 위해 국부적으로 농후한 혼합기를 형성하는 성층희박연소의 특성상 일정 수준이상의 질소산화물이 배출되는 문제점을 갖고 있다. 질소산화물 저감을 위해 EGR을 적용한 결과 연료소비율과 THC의 배출은 약간 증가하지만 $NO_x$배출은 약 15% 저감되었다. EGR 적용에 의한 연소속도의 감소는 초기 화염발달 시기에 집중되어 나타났으며 흡입공기의 희석효과에 의해 EGR율이 증가할수록 최대 열방출율 및 열방출율 증가 기울기가 감소하였다.