• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제5권2호
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• pp.9-17
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• 2004

In this paper, a small supersonic wind tunnel was designed and built to studythe flow characteristics of a supersonic impulse turbine cascade by experiment. Theflow was visualized by means of a single pass Schlieren system. The supersoniccascade with 3-dimensional supersonic nozzle was tested over a wide range ofpressure ratio. Highly complicated flow patterns including shocks, nozzle-cascadeinteraction and shock boundary layer interactions were observed.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2004년도 춘계학술대회
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• pp.1732-1737
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• 2004

In this paper, a small supersonic wind tunnel is designed and built to study the flow characteristics of a supersonic impulse turbine cascade. The flow is visualized by means of a single pass Schlieren system. The supersonic cascade with 3-dimensional supersonic nozzle was tested over a wide range of nozzle installation angle. Highly complicated flow patterns including shocks, nozzle-cascade interaction and shock boundary layer interactions are observed.

• 한국추진공학회지
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• 제8권4호
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• pp.1-8
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• 2004

본 연구에서는 초음속 충동형 터빈 익렬의 유동특성을 알아보기 위해 소형 초음속 풍동을 설계하였으며 Single pass Schlieren system을 이용하여 유동을 가시화하였다. 실험은 3차원 초음속 노즐과 익렬을 조합하여 노즐 설치각에 따라 실시하였다. 실험을 통해 충격파를 포함한 복잡한 유동 형태와 노즐-익렬, 충격파-경계층 상호작용 등을 관찰할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.807-812
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• 2004

In this paper, a small supersonic wind tunnel was designed and built to study the flow characteristics of a supersonic impulse turbine cascade by experiment. The flow was visualized by means of a single pass Schlieren system. The supersonic cascade with 3-dimensional supersonic nozzle was tested over a wide range of pressure ratio. Highly complicated flow patterns including shocks, nozzle-cascade interaction and shock boundary layer interactions were observed.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.41-41
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• 2004

At the University of Queensland (UQ), research into the performance of high-speed (in excess of 7000km/hr) air-breathing engines in the form of supersonic combustion ramjets (or scramjets) has been made for almost 20 years. This has been possible because the T3 and T4 shock tunnels, located at the ANU and UQ, respectively can simulate these conditions. However, like all facilities, there are differences between the flow generated in these facilities and that, which occurs in flight. The correlation between the two has not been determined for these facilities, or indeed for any shock tunnel performing supersonic combustion experiments. The aim of the HyShot flight program is to obtain this correlation by undertaking a sounding rocket program based at Woomera in South Australia. The seminar will discuss new approach taken by the UQ researches in developing this cost effective flight program, as well as the triumphs and disappointments which have been encountered so far in completing this somewhat ambitious program.

• 터널과지하공간
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• 제20권5호
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• pp.318-324
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• 2010

발파나 지진과 같은 충격하중에 의한 재료의 동적특성이 최근 들어 지상 및 지하구조물의 설계에 주목받고 있다. 측정장비의 발달에 힘입어 수백 ${\mu}$-sec에서 파괴가 진행되는 동안에 발생하는 응력과 변형률의 완전한 이력곡선을 얻을 수 있다. SHPB는 암석의 동적거동을 연구하는데 보편적이며 믿을만한 실험장치로 인식되고 있으며, 이 장치에 의한 동적 압축이나 인장강도시험은 조만간 표준시험법으로 제정될 예정이다. 본 보고서는 종래의 사각형 입사파의 단점을 없애기 위하여 사인형태의 응력파를 생성할 수 있는 특별한 모양의 충격자를 고안한 논문을 소개한 것이다. 이 논문은 사인형태의 입사파에 대한 장점을 설명하고 또한 동하중에 대한 암석의 크기효과를 설명하고 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.363-366
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• 2011

마하 2의 초음속 풍동 장치에서 벤트 혼합기를 사용하여 혼합 연소실험을 수행하였다. 혼합실험에서는 헬륨을 사용하였고, 연소실험에서는 수소와 플라즈마 토치를 사용하여 연소 특성을 연구하였다. 혼합실험에서는 벤트 혼합기에 의해 수직분사임에도 불구하고 후류 혼합층에 많은 연료가 잔존하였다. 연소 실험의 경우 낮은 온도의 초음속 유동에서 플라즈마 토치를 사용한 점화와 연소되지 않은 연료-공기 혼합물의 충격파 유도 연소가 후류 영역에서 발생하였다. 열질식이 일어난 경우, shock train이 발생하며 이는 연소기내 연소 불안정성을 유도한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.331-334
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• 2011

램제트 엔진의 성능은 초음속 흡입구의 성능과 밀접한 연관이 있다. 초음속 흡입구 내부 유동 특성을 관찰하기 위해 실험적/전산해석적 연구를 수행하였다. 자발 시동이 가능한 2차원 실험 모델을 설계 제작하고 마하 2.5 초음속 풍동을 이용한 실험적 연구와 Menter's SST 난류 모델과 RANS 방정식에 기본한 전산해석 결과로부터 내부 유동 특성을 정리하였다. 흡입구의 안정 작동 조건에서의 의사충격파(Pseudo-shock wave)와 불안정 작동 조건의 버즈 현상에 대해 자세한 가시화 결과를 제시하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제11권3호
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• pp.193-200
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• 2010

Through experimental investigations utilizing hypersonic shock tunnel-coaxial thermocouples as well as blow down hypersonic wind tunnel-temperature sensitive paints, the heat flux and the temperature over a protuberance were measured and analyzed. The experimental data were subsequently compared to heat flux data that was obtained by using blow down hypersonic wind tunnel and heat flux gauges. According to the comparison, both sets of data illustrated correlation with one another. The measured heat flux was large when the height of the protuberance was large. Experimental results show that heat flux measurements taken at higher locations were greater than those taken at lower locations. For high protuberances, a severe jump in the heat flux was observed, ranging in values within 0.6-0.7 of the height of the protuberances. However, when the protuberance was sufficiently short, a rise in the heat flux was rarely observed as the protuberance was totally submerged under the separation region.

• 터널과지하공간
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• 제17권3호
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• pp.216-224
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• 2007

화약의 동적 충격에너지를 이용하는 발파굴착은 매우 효율적인 터널굴착방법이다. 그러나 진동과 암소음 등의 발파공해가 발생하는 문제점이 있다. 최근 연구를 통해 노치공을 이용한 선균열 암굴착방법은 발파공해와 터널의 여굴을 상당히 줄일 수 있는 것으로 확인되었고 이에 따라 본 연구에서는 노치발파공의 성형을 위한 노치장비개발에 관한 연구를 수행하였다. 노치공을 효율적으로 성형하기 위해 노치비트의 길이, 높이 등을 다양하게 변화시켜 실험을 수행하여 최적화하였고, 천공속도, 천공정밀도를 높이기 위한 천공비트, 노치비트, 아답타, 노치 가이드로 이루어진 노치비트 시스템을 개발하였다.