• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
• /
• pp.503-506
• /
• 2009

본 연구에서는 추력 650 kgf 급의 PE/N2O 하이브리드 로켓 모터의 지상 연소시험을 수행하였다. 초기 실험에서 산화제 유량이 작게 유입됨으로 인해 연소실 압력 및 추력이 설계치 만큼 확보되지 못함을 확인 하였다. 이를 보완하기 위해 노즐목 감소 및 산화제 유량을 증대하여 실험을 수행하였고, 실험에서 발생하는 연소현상을 분석하였다. 또한 sub-scale과 lab-scale의 실험결과를 통해 scale에 따른 연소특성 변화를 비교 분석 하였고, 동일 산화제 유속에서 sub-scale의 후퇴율이 lab-scale의 후퇴율보다 차이는 작지만 낮게 나타남을 확인했다. 본 연구의 결과를 통해 실제 하이브리드 사운딩 로켓 개발을 위해 고려되어야 할 사항을 파악할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
• /
• pp.573-577
• /
• 2009

초음속제트 엔진의 동적거동 모사를 수행하고 흡입구에서의 버즈 마진 확보와 추력 제어를 위한 PI 제어 알고리즘을 연구하였다. 먼저 연료유량 제어를 통해 요구추력을 추종하고 노즐 목 면적 제어를 통해 흡입구에서의 버즈마진이 항상 양의 수를 갖도록 흡입구 출구 압력을 조절하였다. 비행 마하 수, 고도, 받음각 변화에 따라 추력제어와 버즈 마진 제어를 위한 비례 게인과 적분 게인을 각각 구하고 시뮬레이션 하였다. 그 결과 비행 마하 수 2.1에서 3.0, 받음각 $0^{\circ}$에서 $10^{\circ}$ 사이의 운용영역에서 제어목표를 만족함을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
• /
• pp.88-92
• /
• 2009

초음속 추진기관은 기계적인 압축기를 통해 흡입공기를 압축하는 방식이 아니라 램 압축 현상을 이용하여 흡입공기를 압축하기 때문에 흡입구에서의 전압력 회복율이 초음속 추진기관 전체의 작동특성에 결정적인 영향을 주게 된다. 제어기 설계에 앞서 엔진의 동특성 해석을 수행한 결과 비행체의 받음각이 커질수록 버즈마진 값이 작아져 일부영역에서는 충격파가 흡입구 외부에서 발생하게 됨을 확인할 수 있었다. 따라서 흡입구 내의 충격파 특성이 성능요구조건을 만족할 수 있도록 버즈마진을 제어하기 위한 PID 제어알고리즘을 설계하였다. 제어변수는 연료유량과 노즐 목면적이며 버즈마진 값이 양의 값을 갖도록 PID 제어기를 설계하였다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제21권5호
• /
• pp.88-96
• /
• 2017

재생냉각 기술을 적용한 스크램제트 엔진 개발의 일환으로 스크램제트 엔진에 사용될 공기 보조형 인젝터(Air-assist type injector)에 대한 연구를 수행하였다. 실험에 사용된 인젝터는 주 유동에 대해 $90^{\circ}$와 $60^{\circ}$의 각도로 분출되는 두 종류의 인젝터를 사용하였으며 측정 방법에는 미 산란(Mie-scattering)을 이용한 가시화 측정방법과 PDPA를 이용한 미립화 측정 방법을 사용하였다. 실험 결과, 공급되는 기체의 압력 증가와 노즐로부터의 거리가 증가할수록 더 좋은 미립화 특성을 보였으며 분출각도가 $60^{\circ}$인 인젝터가 $90^{\circ}$의 인젝터보다 더 좋은 미립화 특성을 보였다.

• 한국분무공학회지
• /
• 제16권4호
• /
• pp.176-185
• /
• 2011

The empirical correlations for the prediction of penetration height of liquid jet in crossflow are reviewed and classified in this study. Around thirty different correlations had been proposed by many investigators. It has generally known that the penetration height of a liquid jet in a cross-flow is a function of the liquid to air momentum flux ratio and the normalized downstream distance from the injector. However, several researchers incorporated the Weber number, liquid-to-water or air viscosity ratio, pressure ratio or Reynolds number, temperature ratio in the empirical correlations. The existing correlations can be grouped as correlations in a power-law, logarithmic, and exponential forms, respectively. Correlations in a power-law form can be further classified as three groups such as basic form, Weber number form and other parameters form. It should be pointed out that correlations in a logarithmic form in terms of Weber number or any other parameters could not be found. Universal correlation has still not been established due to the significant discrepancies between various correlations suggested to date. Several of the studies reported the significant discrepancies of predicted values by the existing correlations. The possible reasons for discrepancies will be summarized as measurement technique, assumptions made in defining terms in the liquid to air momentum flux ratio, difficulties in defining the boundaries of the liquid jets, and nozzle/injector geometry. Evaluation of validity for the correlations proposed recently by several investigators is essentially required. Those include eight power-law forms, two logarithmic forms, and one exponential form.

• 한국지반공학회지:지반
• /
• 제14권2호
• /
• pp.67-78
• /
• 1998

마이크로터널링은 비교적 연약한 사질토 지반을 통과하는 소규모의 터널을 시공할 때 적용하는 공법으로, 터널 시작 위치에서 일련의 짧은 원형 콘크리트 관을 유압으로 밀어서 전구간을 관통하는 공법이다. 미국 뉴욕의 JFK공항의 활주로에서는 활주로 하부를 통과하는 전력구의 설치를 위하여 이러한 마이l터널링 공법을 시도하였다. 마이크로터널링 공법에서는 콘크리트관을 전진시키기 위해 강력한 유압으로 벤토나이트를 분출하는데, 이로 인하여 활주로 하부의 지반이 교란될 가능성이 있었기에 본 연구에서는 터널시공으로 인한 교란의 정도를 평가하기 위하여 SASW 기법과 크로스흘 시험을 수행하였다. 구조물 비파괴 건전도 기법인 SASW 기법으로는 활주로 기층 부위의 지반강성 변화 정도를 평가하였고, 크로스흘 시험으로는 활주로 인접 지반의 깊이별 5파속도 변화를 조사하였다. 또한, JFK 공항 부지에서 결정한 5파 속도-N 치의 부지특유 관계식을 통하여 5파 속도를 N치로 변환함으로써 지반강성의 변화를 지반강도 변화의 측면으로도 지반교란의 정도를 파악하였다.

• Journal of Mechanical Science and Technology
• /
• 제19권11호
• /
• pp.2032-2039
• /
• 2005

The lattice Boltzman method (LBM) and the finite difference-based lattice Boltzmann method (FDLBM) are quite recent approaches for simulating fluid flow, which have been proven as valid and efficient tools in a variety of complex flow problems. They are considered attractive alternatives to conventional finite-difference schemes because they recover the Navier-Stokes equations and are computationally more stable, and easily parallelizable. However, most models of the LBM or FDLBM are for incompressible fluids because of the simplicity of the structure of the model. Although some models for compressible thermal fluids have been introduced, these models are for monatomic gases, and suffer from the instability in calculations. A lattice BGK model based on a finite difference scheme with an internal degree of freedom is employed and it is shown that a diatomic gas such as air is successfully simulated. In this research we present a 2-dimensional edge tone to predict the frequency characteristics of discrete oscillations of a jet-edge feedback cycle by the FDLBM in which any specific heat ratio $\gamma$ can be chosen freely. The jet is chosen long enough in order to guarantee the parabolic velocity profile of a jet at the outlet, and the edge is of an angle of $\alpha$=23$^{o}$. At a stand-off distance w, the edge is inserted along the centerline of the jet, and a sinuous instability wave with real frequency is assumed to be created in the vicinity of the nozzle exit and to propagate towards the downstream. We have succeeded in capturing very small pressure fluctuations resulting from periodic oscillation of the jet around the edge.

• 한국기계가공학회지
• /
• 제14권3호
• /
• pp.141-148
• /
• 2015

The cryogenic cooling system should maintain the HTS power cable below 77 K. As the length of HTS power cables has increased, there have been many efforts to develop large capacity cryocoolers. Brayton, Joule-Thomson, and Claude refrigerators were considered for the large capacity cryocooler. Among the various cryocoolers, the Brayton refrigerator is the most competitive in terms of the HTS power cable. At present, it is thought that a 10-kW class refrigerator will be able to be used as a unit cooling system for the commercialization of HTS power cables in the near future. The Brayton refrigerator is composed of recuperative heat exchangers, a compressor, and a cryogenic turbo expander. Among the various components, the cryogenic turbo expander is the part that decreases the temperature, and it is the most significant component that is closely related with overall system efficiency. It rotates at high speed using high-pressure helium or neon gas at cryogenic temperatures. This paper describes the design of a 300-W class Brayton refrigeration cycle and the cryogenic turbo expander as a downscale model for the practical 10-kW class cycle. Flow and structural analyses are performed on the rotating impeller and nozzle to verify the efficiency and the design performance.

• 한국전산유체공학회지
• /
• 제18권2호
• /
• pp.66-71
• /
• 2013

In this paper, the supersonic flows around space launch vehicles have been numerically simulated by using a 3-D RANS flow solver. The focus of the study was made for investigating plume-induced flow separation(PIFS). For this purpose, a vertex-centered finite-volume method was utilized in conjunction with 2nd-order Roe's FDS to discretize the inviscid fluxes. The viscous fluxes were computed based on central differencing. The Spalart-Allmaras model was employed for the closure of turbulence. The Gauss-Seidel iteration was used for time integration. To validate the flow solver, calculation was made for the 0.04 scale model of the Saturn-5 launch vehicle at the supersonic flow condition without exhaust plume, and the predicted results were compared with the experimental data. Good agreements were obtained between the present results and the experiment for the surface pressure coefficient and the Mach number distribution inside the boundary layer. Additional calculations were made for the real scale of the Saturn-5 configuration with exhaust plume. The flow characteristics were analyzed, and the PIFS distances were validated by comparing with the flight data. The KSLV-1 is also simulated at the several altitude conditions. In case of the KSLV-1, PIFS was not observed at all conditions, and it is expected that PIFS is affected by the nozzle position.

• 한국정밀공학회:학술대회논문집
• /
• 한국정밀공학회 2003년도 춘계학술대회 논문집
• /
• pp.764-767
• /
• 2003

The characteristics of diesel spray have much effect on the engine performances such as power. fuel consumption rate and emissions. Therefore, the measurement of fuel spray characteristics is very important for the improvement of heat engine. The factors which control diesel spray characteristics are injection pressure, ambient temperature and density etc. Spray behaviors are visualized by using the high speed video camera and spray angle, spray penetration are measured. Experimental equations of spray penetration and spray angle were derived by using the experimental results. 1) Ambient temperature and density influence on the characteristics of diesel spray. 2) Experimental equation of spray penetration is expressed as follows 0＜t＜ $t_{b}$ ; $S_1$=11.628$\Delta$ $P^{0.485}$ $\rho$$_{a}$ $^{-0.478}$ $t^{1.337}$, $t_{b}$ ＜t; $S_2$=7.457$\Delta$ $P^{0.523}$ $\rho$$_{a}$ $^{-0.382}$ $t^{0.548}$ 3) Experimental equation of spray Angie is expressed as follows $T_{a}$ =293K; Tan($\theta$/2)=059($\rho$$_{a}$ / $\rho$$_{f}$ )$^{0.437}$, $T_{a}$ =473K; Tan($\theta$/2)=0588($\rho$$_{a}$ / $\rho$$_{f}$ )$^{0.404}$_{f}$ )$^{0.404}$