• 한국구조물진단유지관리공학회 논문집
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• 제25권3호
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• pp.77-84
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• 2021

이 연구에서는 속채움 콘크리트와 길이방향 철근으로 보강된 PHC 파일에 대한 휨실험을 수행하였으며, 실험의 주요 변수는 길이 방향 철근비와 PHC 파일 중공 내부 표면에 형성된 슬러지 유무로 설정하였다. 총 6개의 PHC 파일 실험체를 제작하였으며, 실험체들의 파괴모드, 균열패턴, 단면내 길이방향 변형률 분포, PHC 파일과 속채움 콘크리트 사이에 발생된 단부 슬립을 상세히 계측하고 분석하였다. 실험결과, 길이방향 철근비가 증가할수록 휨 강성 및 강도가 증가하는 것으로 나타났으며, PHC 파일 내부 표면에 형성된 슬러지는 실험체의 휨성능에 큰 영향을 미치지 않는 것으로 나타났다. 실험적 연구와 더불어 이 연구에서는 변형률 적합조건, PHC 파일과 속채움 콘크리트 단면내 변형률 및 응력 분포를 고려한 비선형 휨해석 모델을 제안하였으며, 해석결과를 실험결과와 비교하여 제안모델의 합리성을 검증하였다. 그 결과, 제안모델은 속채움 콘크리트와 길이방향 철근으로 보강된 PHC 파일의 휨거동을 매우 우수한 정확도로 평가하는 것으로 나타났다.

• 대한토목학회논문집
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• 제42권6호
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• pp.825-836
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• 2022

건물이나 구조물 증축 시 사용되는 마이크로파일은 추가하중의 일부만을 지지하여 기존 말뚝의 경우 허용지지력을 초과하는 문제가 발생할 수 있다. 본 논문에서는 건물의 하중을 마이크로파일에 분배하고자 선압축 공법을 적용하였고, 정착성능을 개선한 웨지형 정착장치의 적용성을 확인하고자 실내재하시험을 수행하였다. 시험결과, 정착장치의 최대변형률은 항복변형률의 0.63배였고, 웨지와 콘크리트 사이 슬립발생량은 0.11 mm로 구조적인 기준을 만족하였다. 또한, 지반범용 해석프로그램인 MIDAS GTS를 활용하여 선행 압축하중, 토사층 두께, 선단 지반조건이 기존 말뚝과 마이크로파일의 반력에 미치는 영향을 분석하였다. 해석결과, 선압축 하중의 크기가 증가할수록 기존말뚝의 반력이 감소하여 최대 36 %의 저감효과를 보였다. 토사층 두께가 5 m 증가됨에 따라 반력저감률은 4 % 감소하였고, 마이크로파일의 선단이 풍화암에 놓일 경우 풍화토와 비교하여 반력저감율이 14 % 증가하였다.

• 지질공학
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• 제32권4호
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• pp.597-610
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• 2022

중간주응력을 고려한 마찰재료의 파괴거동에 대한 확고한 이해는 대심도 보어홀 안정성 및 단층해석 등과 관련된 현장 적용의 고도화를 위한 필수적인 과정이다. 본 연구는 진삼축압축 조건을 물리적으로 구현하는 장비를 설계·제작하였으며 마찰재료로 제작된 석고 시료에 대한 진삼축압축시험을 통하여 재료의 파괴거동 특성을 논의하고 삼차원파괴함수의 적용성을 검토하였다. 진삼축압축시험을 위한 석고 재료는 52(w) × 52(l) × 104(h) mm의 직육면체 시료로 성형하였으며 다양한 조합의 𝜎₃, 𝜎₂의 조건으로 총 24회의 진삼축압축시험이 수행되었다. 또한, 삼차원 파괴기준식의 파라미터로 사용되는 석고의 강도정수 측정을 위하여 전통적인 일축압축시험 및 삼축압축시험이 수행되었다. 석고 재료의 응력-변형 특성은 중간주응력과 최소주응력의 차이가 클수록 취성거동이 더욱 강하게 나타났으며, 시료의 강도 및 변형은 중간주응력의 변화를 반영하는 것으로 평가되었다. 주응력 좌표계에서 시험 데이터에 대한 비선형 다중회귀분석을 수행한 결과 수정 Wiebols-Cook 파괴기준 및 수정 Lade 파괴기준이 석고 시료에 대한 삼차원 파괴기준으로 가장 적합하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.91-93
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• 2003

A comprehensive numerical study is carried out to investigate for the understanding of the flow evolution and flame development in a supersonic combustor with normal injection of ncumally injecting hydrogen in airsupersonic flows. The formulation treats the complete conservation equations of mass, momentum, energy, and species concentration for a multi-component chemically reacting system. For the numerical simulation of supersonic combustion, multi-species Navier-Stokes equations and detailed chemistry of H2-Air is considered. It also accommodates a finite-rate chemical kinetics mechanism of hydrogen-air combustion GRI-Mech. 2.11[1], which consists of nine species and twenty-five reaction steps. Turbulence closure is achieved by means of a k-two-equation model (2). The governing equations are spatially discretized using a finite-volume approach, and temporally integrated by means of a second-order accurate implicit scheme (3-5).The supersonic combustor consists of a flat channel of 10 cm height and a fuel-injection slit of 0.1 cm width located at 10 cm downstream of the inlet. A cavity of 5 cm height and 20 cm width is installed at 15 cm downstream of the injection slit. A total of 936160 grids are used for the main-combustor flow passage, and 159161 grids for the cavity. The grids are clustered in the flow direction near the fuel injector and cavity, as well as in the vertical direction near the bottom wall. The no-slip and adiabatic conditions are assumed throughout the entire wall boundary. As a specific example, the inflow Mach number is assumed to be 3, and the temperature and pressure are 600 K and 0.1 MPa, respectively. Gaseous hydrogen at a temperature of 151.5 K is injected normal to the wall from a choked injector.A series of calculations were carried out by varying the fuel injection pressure from 0.5 to 1.5MPa. This amounts to changing the fuel mass flow rate or the overall equivalence ratio for different operating regimes. Figure 1 shows the instantaneous temperature fields in the supersonic combustor at four different conditions. The dark blue region represents the hot burned gases. At the fuel injection pressure of 0.5 MPa, the flame is stably anchored, but the flow field exhibits a high-amplitude oscillation. At the fuel injection pressure of 1.0 MPa, the Mach reflection occurs ahead of the injector. The interaction between the incoming air and the injection flow becomes much more complex, and the fuel/air mixing is strongly enhanced. The Mach reflection oscillates and results in a strong fluctuation in the combustor wall pressure. At the fuel injection pressure of 1.5MPa, the flow inside the combustor becomes nearly choked and the Mach reflection is displaced forward. The leading shock wave moves slowly toward the inlet, and eventually causes the combustor-upstart due to the thermal choking. The cavity appears to play a secondary role in driving the flow unsteadiness, in spite of its influence on the fuel/air mixing and flame evolution. Further investigation is necessary on this issue. The present study features detailed resolution of the flow and flame dynamics in the combustor, which was not typically available in most of the previous works. In particular, the oscillatory flow characteristics are captured at a scale sufficient to identify the underlying physical mechanisms. Much of the flow unsteadiness is not related to the cavity, but rather to the intrinsic unsteadiness in the flowfield, as also shown experimentally by Ben-Yakar et al. [6], The interactions between the unsteady flow and flame evolution may cause a large excursion of flow oscillation. The work appears to be the first of its kind in the numerical study of combustion oscillations in a supersonic combustor, although a similar phenomenon was previously reported experimentally. A more comprehensive discussion will be given in the final paper presented at the colloquium.