• 한국추진공학회지
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• 제15권4호
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• pp.48-56
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• 2011

직경 대 길이비(L/D)의 값이 큰 고체 추진기관에서는 축방향 연소불안정 현상이 발생할 가능성이 높다. 일반적으로 이러한 현상을 억제하기 위해 추진제에 금속입자를 포함시키거나 그레인 설계시 축방향 압력 진동을 억제할 수 있도록 형상을 고안한다. Slotted-Tube형 그레인을 적용한 고체 추진기관은 연소시 Slot의 영향으로 인해 축방향 1차 모드 압력진동이 억제되나 연소관 후방 내열재 삭마로 인해 공동이 형성되어 Vortex Shedding에 의한 2차 모드 압력진동이 증폭될 수 있다. 본 연구에서는 4 Slotted Tube형 고체 추진기관의 설계 개선을 통해 Vortex Shedding을 억제하여 연소불안정 현상을 개선하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1115-1121
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• 2017

초기 추력을 증가시키기 위하여 넓은 초기 연소 면적을 가지는 고체 로켓 모타를 설계하고 지상연소 시험을 수행하였다. 그 결과 연소 거리에 따른 연소 면적 변화를 고려한 내탄도 성능 예측에 비하여 초기 압력과 추력이 낮게 측정되었다. 연소실 내부 유속과 연소 거리에 따른 연소 속도 변화를 검토한 결과 압력에 의하여 결정되는 연소 속도 대비 연소 속도가 감소하는 negative erosive burning이 발생함을 확인하였다. 또한 8개의 대칭형 fin 형상을 적용하여 radial mode의 연소 불안정이 발생함을 확인하였으며 fin의 배치를 변경하여 대칭성을 제거함에 따라 연소 불안정이 억제되었음을 확인하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제22권4호
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• pp.452-458
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• 1998

The objective of this study is to obtain the unstable characteristics of the high-speed two-dimensional jet impinging normally onto a flat plate. The study is based on the feedback model and the experiment of the frequency characteristics of the impinging tones. Using the experimental data for the tonal frequencies of the impinging tones the convection speed of the unstable jet is obtained along with all the other features. Three kinds of unstable modes are clarified: asymmetric $A_{1}$ and $A_{2}$ and symmetric S. The condition for the excitation of each mode is found in terms of Strouhal number and Reynolds number. The convection speed is estimated and discussed in comparison with existing theoretical models. It is found that the convection speed increases with frequency when the mode is asymmetric, but decreases when it is symmetric. In addition, the characteristics of the high-speed impinging jet are compared with the low-speed impinging jet.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2004년도 춘계학술대회논문집
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• pp.601-606
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• 2004

This paper deals with friction-induced vibration of disc brake system under constant friction coefficient. A linear, lumped and distributed parameter model to represent the floating caliper disc brake system is proposed. The complex eigenvalues are used to investigate the dynamic stability and in order to verify simulations which are based on the theoretical model, the experimental modal test and the dynamometer test are performed. The comparison of experimental and theoretical results shows a good agreement and the analysis indicates that mode coupling due to friction force is responsible for disc brake squeal. And squeal type instability is investigated by using the parametric analysis. This indicates parameters which have influence on the propensity of brake squeal. This helped to validate the analysis model and establish confidence in the analysis results. Also they may be useful during system development or diagnostic analysis.

• 한국소음진동공학회논문집
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• 제14권8호
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• pp.702-708
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• 2004

This paper deals with friction-induced vibration of disc brake system under constant friction coefficient. A linear, lumped and distributed parameter model to represent the floating caliper disc brake system is proposed. The complex eigenvalues are used to investigate the dynamic stability and in order to verify simulations which are based on the theoretical model, the experimental modal test and the dynamometer test are performed. The comparison of experimental and theoretical results shows a good agreement and the analysis indicates that mode coupling due to friction force is responsible for disc brake squeal. And squeal type Instability is Investigated by using the parametric analysis. This indicates parameters which have influence on the propensity of brake squeal. This helped to validate the analysis model and establish confidence in the analysis results. Also they may be useful during system development or diagnostic analysis.

• 한국태양에너지학회 논문집
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• 제28권1호
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• pp.25-32
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• 2008

Aeroelastic phenomena of a wind turbine include stall-induced vibrations and classical flutters. The classical flutter occurs due to coalescence between bending mode and torsion mode. It is typically the aeroelastic instability of an aircraft wing. Different from the classical flutter, the stall-induced vibration is the instability in lead-lag mode due to negative aerodynamic dampings. In the present study, the three degree of freedom aeroelastic model of a wind turbine blade is introduced to characterize and analyze its aeroelastic phenomena. The numerical results show that the aeroelastic stability of flap-lag motion is more unstable than that of flap-pitch motion and the aeroelastic characteristics of lead-lag motion can become unstable as wind speed increases.

• 한국추진공학회지
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• 제2권1호
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• pp.41-49
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• 1998

램제트 혹은 오그멘터에서 발생하는 길이방향 비선형 연소불안정성 해석을 위하여 모달해석법을 사용하여 수학적 모델을 만들었다. 이 모델은 2-모드 공식에 국한되며, 지배 방정식을 분석적으로 또한 수치적으로 풀었다. 이 2-모드 비선형 모델은 비선형 속도 민감 연소 반응의 특징인 부트스트래핑 효과를 예측할 수 있다. 또한, 파라미터 연구를 수행하였다.

• Structural Monitoring and Maintenance
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• 제4권2호
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• pp.115-131
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• 2017

Classical flutter of wind turbine blades indicates a type of aeroelastic instability with fully attached boundary layer where a torsional blade mode couples to a flapwise bending mode, resulting in a mutual rapid growth of the amplitudes. In this paper the monitoring problem of onset of flutter is investigated from a detection point of view. The criterion is stated in terms of the exceeding of a defined envelope process of a specific maximum torsional vibration threshold. At a certain instant of time, a limited part of the previously measured torsional vibration signal at the tip of blade is decomposed through the Empirical Mode Decomposition (EMD) method, and the 1st Intrinsic Mode Function (IMF) is assumed to represent the response in the flutter mode. Next, an envelope time series of the indicated modal response is obtained in terms of a Hilbert transform. Finally, a flutter onset criterion is proposed, based on the indicated envelope process. The proposed online flutter monitoring method provided a practical and direct way to detect onset of flutter during operation. The algorithm has been illustrated by a 907-DOFs aeroelastic model for wind turbines, where the tower and the drive train is modelled by 7 DOFs, and each blade by means of 50 3-D Bernoulli-Euler beam elements.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.86-90
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• 2012

본 연구에서는 '하이브리드 로켓 불안정성 I'에 이어 하이브리드 로켓에서 발생할 수 있는 연소불안 정성에 대해 연구하였다. 하이브리드 로켓 연소기 내부에 와류가 발생할 수 있도록 연소기를 설계하여 연소시험을 수행하였고, 연소실 압력 공진 주파수의 다이아프램 유 무에 따른 특성, 연료 길이에 따른 특성, 연료 포트 직경에 따른 특성, 다이아프램 직경에 따른 특성, 노즐목 직경에 따른 특성, 산화제 유량 변화에 따른 특성에 대한 연구를 수행하였다. 본 연구의 주요 연소실 압력 공진 주파수는 Vortex shedding으로 판단되며, Hybrid low frequency와 Helmholtz mode가 또다른 공진주파수 인 것으로 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.135-140
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• 2006

충돌형(FOOF) 분사기의 불안정 영역을 결정하기 위해 질소분사 음향시험을 수행하였다. 파이프와 오리피스 형상을 가지는 분사기 내 산화제 부분에서 유동속도에 비례하고, 비정상적으로 jumping하는 특정 주파수를 가지는 whistling이 발생한다. 동일한 조건의 연소시험과 비교해 본 결과 whistling 현상은 연소현상에는 영향을 주지 않는다. 질소분사 음향시험과 연소시험에서 얻은 연소실 내 1T1L mode의 damping factor를 비교하여 불안정 영역을 구해보면, 비슷한 조건에서 불안정 영역을 가진다. 이것은 유동의 충돌, 혼합에 의한 유동불안정 현상이 연소시험에서 연소불안정을 발생시키는 주요한 인자임을 의미 한다.