• 한국항공우주학회지
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• 제39권8호
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• pp.744-749
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• 2011

본 논문에서는 핀틀 로켓의 초기 최적 노즐 팽창비를 결정하는 방법에 대해서 제시하였다. 초기 최적 노즐 팽창비는 최대/최소 압력의 추력 계수로부터 계산되는 질량 가중 추력 계수를 최대화시켜 결정하였으며 이는 주어진 임무를 수행함에 있어 소요되는 추진제무게가 최소화되는 조건과 일치한다. 초기 최적 노즐 팽창비 결정에 영향을 주는 인자는 최대 압력, 추력조절비 그리고 총추력비이며 이중에서 총추력비가 가장 큰 영향을 준다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.381-385
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• 2005

최근 우주 개발 기술은 "더 빠르고, 저렴하고, 효율적인"으로 표현할 수 있다. 이런 장치들 사이에서 마이크로 추진 장치는 필수적인 요소이다. 또한 마이크로 노즐은 마이크로 추진 장치에서 가장 중요한 부분이다. 냉가스 추력기의 경우, 마이크로 노즐은 팽창비의 변화를 통해 압축 가스내의 저장된 에너지를 운동에너지로 변환시킨다. 본 논문에서는 노즐 팽창비와 비열비에 따른 마이크로 노즐의 특성을 실험하였다. 추력은 추력 측정 장치에 부착한 스트레인게이지를 사용하여 측정하였다. 또한 실험을 통해 마이크로 노즐의 성능을 평가해보았다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권4호
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• pp.392-398
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• 2009

노즐의 팽창 조건에 따라 적용할 수 있는 이론적인 추력을 구하고 구해진 추력식을 이용하여 고체 추진기관의 추력을 조절하는 핀틀 추진기관의 설계변수, 즉 압력지수, 최소 작동압력, 대기압, 소화압력이 추력 조절 성능에 미치는 영향을 분석하였다. 분석결과 압력지수가 클수록, 최소 작동압력이 낮을수록, 대기압이 높을수록, 그리고 소화압력이 높을수록 핀틀로 노즐목 면적 크기를 조금만 조절하여도 낮은 연소관 압력 조절 범위에서 충분히 원하는 추력비를 얻을 수 있음을 확인하였다.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제13권1호
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• pp.35-41
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• 2010

Experimental study on the flow field inside the nozzle for radial turbine was performed. At design point, the pressure is high and the Mach number is low at the pressure side of the nozzle inlet semi-vaneless space as the flow turns through the nozzle vanes. As the flow accelerates through the nozzle passage to the throat the pressure level at the pressure and suction sides becomes similar. The flow continued accelerating from the throat to the inlet of turbine wheel and the pressure field became uniform in the circumferential direction in the vaneless space. In high expansion ratio condition, strong favorable pressure gradient band region occurred just after the throat in the semi-vaneless space in the circumferential direction and the pressure became uniform in the circumferential direction after this band. In low expansion ratio condition, core flow acceleration is dominant after the throat and this non-uniform pressure field reached to the inlet of turbine wheel.

• 대한기계학회논문집B
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• 제29권1호
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• pp.151-158
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• 2005

A characteristic of discharge for a foam spray nozzle with various parameters was investigated. The discharge patterns from a fire foam spray nozzle are important to evenly spray over a maximum possible floor area. Two parameters of a foam spray nozzle were chosen, and compared with those from the standard one. Also, in order to evaluate the performance of discharged foam agents used to protect structures from heat and fire damages, the thermal characteristics of fire-protection foams were experimentally investigated. A simple repeatable test for fire-protection foams subjected to fire radiation was developed. This test involves foam generation equipment, a fire source for heat generation, and data acquisition techniques. Results show that the bubble size of foam is increased by large inside diameter of orifice or closed air hole, but phenomenon of discharge angle and expansion ratio is opposite. For the case of the open air hole, liquid film of a circular cone discharges with formation, growth, split and fine grain. In case of the closed air hole, a pillar of foam solution discharges with that. Though the temperature gradient in the foam increases with increased foam expansion ratio. it is not change with increased intensity of heat flux.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.320-323
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• 2009

추진기관의 개발과정에서는 추진제의 조성개발, 온도에 따른 성능분석, 내열재 삭마상태 등 여러가지 고려사항이 있다. 노즐 확장비에 따른 추진기관의 성능분석 또한 이러한 과정 중에 하나로 추진기관의 성능을 결정짓는 중요한 요소이다. 추진기관에 대한 해석 후 실제 모타를 제작 시험하여 이를 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권5호
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• pp.456-465
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• 2015

듀얼 벨 노즐은 일반적인 벨 형상 노즐의 문제점인 저고도에서의 과대팽창, 고고도에서의 과소팽창을 감소시키며, 이로 인해 손실되는 비추력을 최소화 할 수 있는 노즐이다. 미국의 Rocketdyne사에서는 확장 노즐의 형상에 따른 추력특성을 분석하였고, NASA에서는 고도에 따른 연소실험을 수행하였다. 유럽은 DLR을 중심으로 굴곡각, 노즐 길이, 팽창비 등에 따른 연구를 진행하고 있으며, 러시아의 MAI에서는 팽창부에 슬롯을 추가하여 추력손실을 줄일 수 있는 연구가 진행되고 있다. 아시아에서는 일본, 인도 등에서 연구가 진행되고 있고, 일본의 미쓰비시사에서 슬롯 노즐과 유사한 개념의 기술을 특허로 등록하였다. 본 논문에서는 고도 보정이 가능한 노즐로써 듀얼 벨 노즐의 개념 및 성능과 국외 연구 개발 현황을 정리하였다. 국내에서도 경제성 있는 우주개발을 위해 듀얼 벨 노즐에 대한 연구가 필요하다.

• 대한환경공학회지
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• 제35권12호
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• pp.967-972
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• 2013

질소산화물 저감에 큰 효과가 있는 MILD 연소는 고온의 배기가스가 연소로내에 유입되는 양에 따라 질소산화물 저감 특성이 많은 영향을 받는다. 본 연구에서는 동심원관 형태의 MILD 연소로에서 바깥 원통의 배기가스 통로에서부터 안쪽 원통의 연소통로 사이에 연결관을 설치하고 배기가스를 유입하기 위해 coanda 노즐을 사용하였다. 이러한 coanda 노즐의 기하학적 형상 변화에 따라 고압공기 유량, 배기가스 유입량 특성을 수치해석을 통해 살펴봄으로써 최적의 coanda 노즐 형상을 도출하는 것을 본 연구의 목적으로 하였다. 본 연구의 전산 해석의 결과는 conada 노즐의 노즐 통로 간격이 0.5 mm, 노즐 각도 $4^{\circ}$, 노즐 확관 길이 146 mm일 때 최적의 유입량비가 되었고 노즐 통로 수직 길이는 유입량비에 무관하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제20권2호
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• pp.697-709
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• 1996

Supersonic axisymmetric jets issuing from various kinds of nozzles with a throat diameter of a few millimeters were experimentally investigated. The exit Mach number and Reynolds number based on the throat diameter of nozzle were in the range of 1.0 ~ 5.9 and 8.4$\times$ $10^4$ ~ 2.9$\times$$10^6$, respectively. The nozzle pressure ratio was varied from 5 to 85. Present paper aims to offer fundamental information of the supersonic free-jets, with an emphasis to give data with which the shape of the free-jets can be depicted under a specified condition. Experimental data are summarized to enable an estimation of the shape of the supersonic free-jets. The result shows that the shape of free-jets is dependent on only the nozzle pressure ratio.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.644-648
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• 2004

In the present study were examined numerically and experimentally the off-design performance characteristics on an axisymmetric plug nozzle with variable throat area. In this nozzle concept, its throat area can be changed by translating the plug into the axial direction. First, a mixed-expansion plug nozzle, in which two expansion parts are arranged both inside and outside, was designed by means of the method of characteristics. Second, the CFD analysis was verified by the cold-flow wind tunnel test. Third, its performance characteristics were evaluated over a wide range of pressure ratio from half to double throat area through the design point, using the CFD code verified by the wind tunnel tests. It was made clear from the study that not so critical thrust efficiency losses were found and the maximum thrust efficiency loss was at most approximately 5 % under off-design conditions without external flow. This result shows that a plug nozzle can give the altitude compensation even under off-design geometry operations. However, shock waves were observed in the inner expansion part under the doubled throat area operation and thus some thermal problems may be caused on the plug surface. Furthermore, collapse of cell structure on the plug surface was observed with external flow (around Mach number 2.0) as it became lower pressure ratio below the design point and the fact may result in big efficiency loss regardless of geometrical configuration.