• 한국추진공학회지
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• 제14권3호
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• pp.61-68
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• 2010

본 연구에서는 가스터빈 연소기의 고공환경 모사 점화 성능 시험을 목적으로 소형 고공환경 모사 시험 설비를 구축하였고 이에 대한 성능 실험을 수행하였다. 고공환경 조건인 저압 환경 구현을 위해서는 초음속 디퓨저를 사용하였고, 저온 환경 구현을 위해서는 드라이아이스를 냉각제로 사용한 열교환기를 사용하였다. 저압 환경 구현 성능 실험 결과 연소기로 20g/s의 공기 공급 상태에서도 연소기 내부에 고도 약 6,100m에 해당하는 저압 환경 구현이 가능한 것을 확인하였다. 또한 저온 환경 구현 성능 실험 결과 연소실 내부에 고도 6,100m 이상의 저온 환경 구현이 가능한 것을 알 수 있었으며, 상온공기와 냉각공기의 혼합율 조절로 다양한 고도의 저온 환경 구현이 가능한 것을 확인하였다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제19권9호
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• pp.77-83
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• 2018

열가소성 탄성체 (Thermo-Plastic Elastomer-TPE)는 우수한 탄성을 지니면서도 보통의 열가소성 플라스틱과 동일한 성형성과 재생 가능성 때문에 산업계 전반에 걸쳐 사용이 증가하고 있다. 현재 열가소성 탄성체와 관련된 연구는 다양한 소재와의 결합에 의한 복합탄성체 개발이나 이를 구현하기 위한 장비 개발 등에 집중되고 있다. 반면 중소기업 등의 현장에서는 이러한 신소재의 적용뿐만 아니라 저렴한 일축 스크류 장비에서 열가소성 탄성체의 압출이 가능하게 하는 공정조건에 대한 연구가 필요하다. 열가소성 탄성체는 일반적으로 트윈 스크류 방식으로 압출을 하게 된다. 반면에 중소기업 등에서는 단축 스크류 방식의 압출기를 주로 보유하고 있는데 단축 스크류 방식의 압출기에서 압출이 가능하게 하려면 정교한 공정제어를 통해 균일한 두께 유지가 중요하다. 본 논문에서는 열가소성 탄성체 TPE-800L 단축 압출가공에 있어서 압출공정변수인 출력부 가공 온도가 튜브의 성형성에 미치는 영향을 연구하였다. 열가소성 탄성체 TPE-800L의 압출에서는 출력부 온도가 가장 중요한 요소이며 165-170도일 때 가장 우수한 성형성을 확인하였다.

• 소성∙가공
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• 제19권5호
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• pp.311-319
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• 2010

Rare earth metal Ce has a relatively low melting point and high specific gravity. Because of its significantly high affinity to oxygen, nitrogen and sulfur, it is highly usable as a steel refining agent. However, because Ce compound has relatively high specific gravity, it is difficult to be separated from molten steel through floatation, and it degrades the purity of molten steel, or may clog the nozzle in continuous casting. Such problem may be solved by using an appropriate deoxidation agent together with Ce and settling molten steel sufficiently after refining. Thus a fundamental study in the formation behavior of non-metallic inclusion in Ce added Hyper Duplex STS melts was investigated. The addition amount of Ce, melt temperature were considered as experimental variables. A main non-metallic inclusion in mother alloy is 51(wt%MnO) - 27.6(wt%SiO$_2$)- 10.9(wt%$Cr_2O_3$). Non-metallic inclusion was dramatically decreased and the particle size was fined as the amount of Ce increased. Moreover (%MnO) and (%SiO$_2$) of non-metallic inclusion were decreased. But (%$Al_2O_3$)were relatively increased. The number of non-metallic inclusion were decreased and the large particle size were increased by increasing the temperature of molten steel.

• 대한기계학회논문집B
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• 제37권1호
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• pp.1-7
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• 2013

본 연구는 보조동력장치에 적용되는 구심터빈의 공력성능시험을 한국항공우주연구원의 고온 터빈 시험리그에서 수행한 결과이다. 리그시험을 위하여 터빈의 형상은 동일하되 팽창비, 마하수 및 유량계수는 실제 엔진과 동일한 값이 되도록 상사법칙을 적용하여 시험하였다. 설계 팽창비는 3.096이며, 상사된 설계회전수는 34909 rpm이고 상사된 터빈 입구온도는 $160^{\circ}C$이다. 터빈의 입구에는 익형 형상의 노즐이 설치되었으며 터빈 휠의 직경은 175.74mm이다. 시험을 통하여 터빈의 성능지도가 생성되었으며 터빈 입구에서의 상세 유동이 측정되었다. 노즐의 허브면에서 측정한 압력과 노즐의 쉬라우드 면과 터빈 휠 케이싱에서 측정한 압력 분포를 볼 때 터빈 내부에서의 팽창과정이 적절함을 확인할 수 있었다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제7권6호
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• pp.537-551
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• 2020

Investigation of leading edge impingement cooling for first stage rotor blades in an aero-engine turbine, its effect on rotor temperature and trailing edge wake loss have been undertaken in this study. The rotor is modeled with the nozzle for attaining a more accurate simulation. The rotor blade is hollowed in order for the coolant to move inside. Also, plenum with the 15 jet nozzles are placed in it. The plenum is fed by compressed fresh air at the rotor hub. Engine operational and real condition is exerted as boundary condition. Rotor is inspected in two states: in existence of cooling technique and non-cooling state. Three-dimensional compressible and steady solutions of RANS equations with SST K-ω turbulent model has been performed for this numerical simulation. The results show that leading edge is one of the most critical regions because of stagnation formation in those areas. Another high temperature region is rotor blade tip for existence of tip leakage in this area and jet impingement cooling can effectively cover these regions. The rotation impact of the jet velocity from hub to tip caused a tendency in coolant streamlines to move toward the rotor blade tip. In addition, by discharging used coolant air from the trailing edge and ejecting it to the turbines main flow by means of the slot in trailing edge, which could reduce the trailing edge wake loss and a total decrease in the blade cooling loss penalty.

• Korean Chemical Engineering Research
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• 제46권6호
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• pp.1057-1062
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• 2008

기존 2탑 유동층 공정의 단점을 극복하기 위해 두 개의 기포유동층, 고체분사노즐, 상승관 및 고체재순환관으로 구성된 신개념 2탑 유동층 공정을 적용한 3 kW 매체순환식 가스연소기를 개발하였다. 본 연구에서는 3 kW급 매체순환식 가스연소기에서 고체순환속도에 미치는 고체분사노즐 유속, 유동화속도, 고체층 높이, 고체유입구의 단면적, 층 온도 등의 영향을 고찰하였다. 고체순환속도는 고체층 높이가 증가하고 고체유입구의 단면적이 증가할수록 증가하는 경향을 나타내었으며 유동화속도와 온도의 영향은 크지 않았다. 장기연속운전 가능성을 검토하기 위해 50시간까지 고체순환 장기연속운전을 실증하였다. 두 유동층과 고체재순환관의 압력강하 값이 안정적으로 유지되어 고체순환이 원활하고 안정적으로 유지되는 것을 확인하였다.

• 한국분무공학회지
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• 제25권1호
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• pp.8-14
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• 2020

Recently, 1-D model-based engine development using virtual engine system is getting more attention than experimental-based engine development due to the advantages in time and cost. Injection rate profile is the one of the main parameters that determine the start and end of combustion. Therefore, it is essential to set up a sophisticated model to accurately predict the injection rate as starting point of virtual engine system. In this research, procedure of 1-D model setup based on AMESim is introduced to predict the dynamic behavior and injection rate of diesel injector. As a first step, detailed 3D cross-sectional drawing of the injector was achieved, which can be done with help of precision measurement system. Then an approximate AMESim model was provided based on the 3D drawing, which is composed of three part such as solenoid part, control chamber part and needle and nozzle orifice part. However, validation results in terms of total injection quantity showed some errors over the acceptable level. Therefore, experimental work including needle movement visualization, solenoid part analysis and flow characteristics of injector part was performed together to provide more accuracy of 1-D model. Finally, 1-D model with the accuracy of less than 10% of error compared with experimental result in terms of injection quantity and injection rate shape under normal temperature and single injection condition was established. Further work considering fuel temperature and multiple injection will be performed.

• Nuclear Engineering and Technology
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• 제23권2호
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• pp.183-199
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• 1991

가압수형 원자로 가압기의 오동작 보조살수 과도시 용기벽에서의 온도분포에 대한 과도응답을 해석하였으며, 해석은 분무수적으로 젖게되는 용기벽면에서 나타나는 열응력에 대하여 보수적으로 수행되었다. 수적이 부딪혀서 흘러내리는 용기벽의 내부경계면에서 강제대류열전달계수를 결정하기 위하여, 분무수적들이 살수노즐을 떠나 수증기와 비응축성인 수소기체로 이루어진 혼합기로 채워져 있는 가압기 내부공간을 통하여 비행한 후에 용기내부벽면에 도달할 때의 수적들의 과도온도를 예측하였다. 용기벽에서의 과도온도분포는 유한요소법을 사용하여 구하였으며, 대표적인 결과들을 제시하였다. 열해석의 결과는 입력자료에 대한 묘사와 부합되며, 타당한 물리적 의미를 가짐 이 확인되었다.

• 대한기계학회논문집A
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• 제39권11호
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• pp.1091-1097
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• 2015

흑연은 우수한 열특성을 지니기 때문에 로켓 노즐목 재료로 많이 이용된다. 하지만 흑연은 소성영역을 동반하지 않으며 파괴되는 준취성 특성을 보이므로 일반구조재료와 비교해 보았을 때, 강도 관점에서 상대적으로 취약하며, $450^{\circ}C$ 이상에서 산화가 발생한다. 따라서 흑연 재료의 실구조체 적용을 위하여 이 재료에 대한 기계적 열적 특성 평가가 요구된다. 본 논문에서는 ATJ 계열 흑연의 고온파단특성에 대한 실험적인 연구를 수행하였다. 특히, 온도와 하중, 그리고 산화조건을 변수로 두어 강도 및 파단특성에 대한 상관관계를 연구하였다. 이를 위하여 ASTM 규정을 준수하여 상온, 500, $1,000^{\circ}C$에서 일축 압축 및 인장시험을 수행하였으며, 파단면은 SEM 촬영을 통하여 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.513-520
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• 2004

A steady-state/transient performance simulation model was newly developed for the propulsion system of the CRW (Canard Rotor Wing) type UAV (Unmanned Aerial Vehicle) during flight mode transition. The CRW type UAV has a new concept RPV (Remotely Piloted Vehicle) which can fly at two flight modes such as the take-off/landing and low speed forward flight mode using the rotary wing driven by engine bypass exhaust gas and the high speed forward flight mode using the stopped wing and main engine thrust. The propulsion system of the CRW type UAV consists of the main engine system and the duct system. The flight vehicle may generally select a proper type and specific engine with acceptable thrust level to meet the flight mission in the propulsion system design phase. In this study, a turbojet engine with one spool was selected by decision of the vehicle system designer, and the duct system is composed of main duct, rotor duct, master valve, rotor tip-jet nozzles, and variable area main nozzle. In order to establish the safe flight mode transition region of the propulsion system, steady-state and transient performance simulation should be needed. Using this simulation model, the optimal fuel flow schedules were obtained to keep the proper surge margin and the turbine inlet temperature limitation through steady-state and transient performance estimation. Furthermore, these analysis results will be used to the control optimization of the propulsion system, later. In the transient performance model, ICV (Inter-Component Volume) model was used. The performance analysis using the developed models was performed at various flight conditions and fuel flow schedules, and these results could set the safe flight mode transition region to satisfy the turbine inlet temperature overshoot limitation as well as the compressor surge margin. Because the engine performance simulation results without the duct system were well agreed with the engine manufacturer's data and the analysis results using a commercial program, it was confirmed that the validity of the proposed performance model was verified. However, the propulsion system performance model including the duct system will be compared with experimental measuring data, later.