• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.159-162
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• 2007

아음속 유동 내에 수직으로 분사된 액체제트의 액적분열 분포 특성을 알아보기 위해 이유체 노즐을 사용하여 실험적으로 연구하였다. 노즐은 L/d=3의 외부혼합형으로 공기와 액체의 비를 0 ${\sim}$ 59.4%까지 변화시키면서 분사하였다. 분무형상의 변화를 이미지화 하였으며 분무의 궤적과 액주의 형상을 관찰하였다. 액체제트 분열의 단면분포 특성을 PDPA를 사용하여 측정하였며 SMD, 액적속도, 그리고 체적유속을 측정하였다. 그 결과 노즐로 공급되는 공기의 양이 많아질수록 Y/d방향의 관통거리는 증가하였고 액적의 미립화는 가속화되는 것을 관찰할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제15권1호
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• pp.35-44
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• 2011

액체로켓엔진 시스템의 시동 및 정지 또는 추력 제어와 같은 천이 작동 시 동특성을 예측하기 위한 선행 연구로서 추진제 공급 시스템의 구성품에 대한 동특성 모델링을 수행하였다. 연료 공급 계통과 산화제 공급 계통의 구성품들은 재생냉각채널을 제외하고 같은 것으로 가정하였다. 동특성 모델링의 대상 구성품은 펌프, 관로, 오리피스, 제어 밸브, 재생냉각채널, 인젝터 등이며 실제 엔진 시스템의 축소 모형에 대한 수류시험을 통해 각 구성품의 동특성 모델링을 검증하였다. 수치적인 방법을 바탕으로 구성품에 대한 동특성 모델링을 통합하였으며 축소 모형으로 연결된 수류시스템을 사용한 수류시험을 통해 통합 동특성 예측프로그램을 검증하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.370-373
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• 2007

산화제 탱크와 연소실이 결합된 기존의 구조에서 산화제 탱크가 연소실에서 분리 가능한 구조의 하이브리드 모터를 개발하였다. 초기 개발된 모터는 설계 추력의 30% 정도에 불과한 성능을 보였으며, 이는 산화제 유량이 원활히 공급되지 못했기 때문인 것으로 판단되었다. 이러한 판단 하에, 경험적으로 인젝터 오리피스 면적을 증가시켜가며, 산화제 유량이 설계 유량에 근접하도록 개선하였다. 개선된 모터는 설계치의 약 60% 정도인 18kgf까지 성능이 향상되었으며, 이로부터 개발된 모터가 사운딩 로켓 모터의 임무 수행에 적절한 추력 대 중량비의 범위 내에 있음을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.225-232
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• 2003

분리 삼중충돌 제트의 액상 혼합에 대한 실험적 연구결과를 통해 분리 삼중충돌 인젝터의 요소설계시 고려해야 할 기하학적 파라메타와 혼합성능을 고려하는 방법을 제시하였다. 실험은 비반응성인 케로신과 물을 사용하여 수행하였으며, 분사공의 기학적 조건과 분사조건(운동량비)에 따른 국소혼합비 분포를 측정하여 혼합효율 및 혼합특성속도를 산출하였다. 분사공의 각종 기하학적 요소와 운동량비에 따른 혼합효율 및 혼합 특성속도를 비교/분석하고 혼합성능과 연소성능과의 상관관계를 규명하였으며, 혼합의 정도를 향상시키는 설계점과 혼합성능 측면에서의 분리 삼중충돌 인젝터의 최적 설계조건에 대하여 고찰하였다.

• International Journal of Automotive Technology
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• 제4권3호
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• pp.119-124
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• 2003

Dimethyl Ether (DME) is an excellent alternative fuel that provides lower particulate matter (PM) than diesel fuel under the same engine operating conditions. Spray characteristical of DME in common rail injection system were investigated within a constant volume chamber by using the particle motion analysis system. The injector used in this study has a single hole with the different orifice diameter of 0.2, 0.3 and 0.4 mm. The injection pressure was fixed at 35MPa and the ambient pressure was varied from 0.6 to 1.5 MPa. Spray characteristics such as spray angle, spray tip penetration and SMD (Sauter mean diameter) were measured. Spray angle was measured at 30d$_{0}$, downstream of the nozzle tip. The measured spray angie increased with increase in the ambient pressure. Increase of the ambient pressure results in a decrease of spray penetration. The experimental result, of spray penetration were compared with the predicted one by theoretical and empirical models. Increase in the ambient pressure and nozzle diameter results in an increase of SMD at a distance 30, 45 and 60d$_{0}$, downstream of the nozzle, respectively.ely.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권4호
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• pp.299-304
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• 2013

이온성 액체 추진제인 HAN은 무독성의 높은 저장성을 갖는 단일 추진제로서 메탄올을 혼합하여 비추력을 향상시켜 하이드라진을 대체할 수 있을 있다. HAN은 하이드록실아민과 질산의 산-염기 반응을 통해 합성하며, 메탄올과 8.2:1의 비율로 혼합한다. HAN의 분해를 위해서 이리듐 촉매를 사용하며, 하나의 오리피스를 갖는 1 N급 추력기를 사용하여 HAN/메탄올 추진제의 성능 평가를 수행하였다. 메탄올 연소로 인해 반응 생성물의 온도가 높기 때문에 디스트리뷰터의 열적 안정성을 향상시키기 위해 세라믹 재료를 적용하였다. 완전한 분해를 위해서는 최소 $400^{\circ}C$의 예열 온도를 필요로 하였다. 높은 $C^*$ 효율을 얻기 위해서는 가압 압력이 높아져야 했으며, 이로 인해 촉매 상단의 분해 성능이 저하되면서 전체 추력기 성능 저하가 유발되었다. 이를 해결하기 위해 미세한 금속 메쉬를 인젝터 후단에 삽입하여 추진제의 분무 특성을 향상시켰으며, 실험 결과 촉매의 성능 저하 현상이 개선되었음을 확인하였다.

• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
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• 제34권5호
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• pp.645-652
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• 2010

본 연구의 목적은 다양한 분위기 압력 하에서 커먼레일 디젤인젝터를 통해 분사되는 비증발 디젤 분무특성에 관한 연구이다. 디젤분무의 거시적 특성으로 분무관통거리와 분무각을 음영사진과 이미지프로세싱으로 연구하였다. 수치해석은 상용 CFD프로그램인 AVL-FIRE를 사용하였다. 분열모델은 WAVE모델을 사용하였으며 표준 $k-{\varepsilon}$난류모델을 적용하였다. 분무각과 Zeuch법을 적용한 연료 분사율을 수치해석의 입력값으로 사용하였다. 분무관통거리를 실험값과 비교하여 좋은 결과를 얻었고 수치해석을 통하여 노즐팁 하류방향으로 분무의 각 구간별 액적입경분포를 알아보았다.

• 한국추진공학회지
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• 제12권1호
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• pp.29-36
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• 2008

APU 가스터빈에 적용되는 연료노즐의 분무특성을 확인하였다. 분무시험은 항공기의 비행조건에 따라 4개의 작동조건에 대하여 수행하였으며 각 분무조건은 지상에서의 무부하 및 통합부하 조건과 고도 20,000 feet에서의 무부하 및 통합부하에 대해서 실험을 수행하였다. 분무특성은 레이저 빔을 이용한 가시화와 PDPA 시스템을 이용하여 SMD 및 속도측정을 수행하였으며 노즐출구에서 $20{\sim}100\;mm$지점에서 측정하였다. 연구결과 20,000 feet 무부하 조건의 경우 $90{\sim}95\;{\mu}m$ 정도의 SMD를 나타내었고 지상무부하의 경우 약 $60{\sim}75\;{\mu}m$로 측정되었으며 20,000 feet 통합부하의 경우 약 $55{\sim}65\;{\mu}m$ 지상 통합부하의 경우 $30{\sim}70\;{\mu}m$의 값을 나타내었다. 20,000 feet 무부하의 경우 화염 불안정이 발생할 가능성이 있으므로 연료분무입자의 크기를 감소하는 다양한 노력이 요구된다.

• 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.