• 청정기술
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• 제25권4호
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• pp.316-323
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• 2019

대기 오염 물질 저감과 연소 효율 증가를 위해서 연소 환경 내 일산화탄소를 정밀하게 측정하는 것은 필수적인 요소이다. 일산화탄소(carbon monoxide, CO)는 불완전 연소 때 급격히 증가하며 질소산화물(nitrogen oxide, NOx)과 Trade-off 관계로 오염 물질 배출량과 불완전 연소 반응에 기여하는 중요한 가스종이다. 특히, 대형 연소 시스템 중 열처리로의 경우, 강판 표면위 산화층 형성을 억제하기 위해 과잉 연료 조건에서 환원 분위기로 운전이 진행된다. 이는 많은 양의 미연분 일산화탄소가 배출되는 원인이기도 하다. 하지만 연소 환경 내에서 일산화탄소 농도는 불균일한 연소 반응과 열악한 측정 환경으로 인하여 실시간 측정이 어렵다. 이러한 문제점을 극복하기 위해서 광학적 측정 방식인 파장 가변형 다이오드 레이저 흡수 분광법(tunable diode laser absorption spectroscopy, TDLAS)이 각광을 받고 있다. TDLAS 기법은 열악한 현장 측정, 빠른 응답성, 비접촉식 방식으로 연소 환경 내 특정 가스종 농도 측정에 적합하다. 본 연구는 과잉 연료 조건에서 당량비 제어를 위한 연소시스템을 제작하였으며 연소 배기가스 생성을 위해 LPG/공기 화염을 이용하였다. 당량비 변화에 따른 CO 농도 측정은 TDLAS와 Voigt 함수 기반 시뮬레이션으로 분석하였다. 또한 연소 생성물로부터 간섭이 없는 CO 광 흡수 영역 확보를 위해 근적외선 영역의 4300.6 cm^-1을 선택하여 실험을 진행하였다.

• Korean Chemical Engineering Research
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• 제56권4호
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• pp.479-495
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• 2018

본 연구에서는 자동차배출화학물질 중 발암성 및 돌연변이 유발 물질인 PAHs (Polycyclic Aromatic Hydrocarbons)의 다매체 간 거동 모델링, 농도 분포, 그리고 영향평가를 수행하였다. S시의 차량 통계와 PAHs의 배출계수를 이용하여 PAHs의 배출량을 산정하였고, 도시의 불투수면적에서 대기-토양의 물질이동 제한조건을 바탕으로 다매체 퓨가시티 모델링을 수행하였다. 다매체 퓨가시티 모델을 이용하여 정상상태에서 환경 매체내 PAHs의 농도 분포를 예측하고(Level III), 각 모델 변수에 대하여 몬테카를로 민감도 분석을 바탕으로 비정상상태에서 환경 매체내 PAHs 잔류량 및 매체 간 물질 이동으로 인한 매체별 농도분포와 위해성 평가를 수행하였다(Level IV). S시의 경우 배출된 PAHs중 Fluoranthene이 네 가지 환경 매체(대기, 수계, 토양, 침전물)에서 모두 가장 높은 잔류농도(60.0%, 53.5%, 32.0%, 33.6%)를 보였으며 침전물에서 가장 높은 농도(80%이상)로 잔류하였다. 34년 동안 S시 환경 매체 중의 PAHs 농도 변화 분석 결과, 모든 환경 매체에서 PAHs 잔류량은 1983년부터 2005년까지 증가하였고, 이후 2016년까지 감소한 것을 확인하였으며, 각각 환경매체에서 트럭을 포함한 중량차량(Heavy Duty Vehicles, HDVs) 배출가스의 PAHs 농도 기여도가 큰 것으로 나타났다. 매체 별 PAHs 농도는 토양과 수계에서 34년간 기준치보다 작은 값을 보였으나, 대기중 PAHs농도는 권고치를 초과하는 농도값을 보였다. 본 연구 결과를 통해 지난 30여년 동안 대도시 자동차 배출 화학물질인 PAHs의 환경 중 거동 및 위해성을 평가를 통하여 PAH물질 관리 및 규제의 필요성을 제시하고, 다양한 환경 매체 내 독성화학물질 관리 및 모니터링에 기여할 수 있을 것으로 기대된다.

• 한국방재학회 논문집
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• 제3권3호
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• pp.151-163
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• 2003

본 연구에서는 한국형 지하수 프로그램 개발(3-DFM, 3-Dimensional Finite Difference Method)을 위하여 대수층에 있어 지형 지질상태가 지하수유동시스템내에서 동적거동을 하는 것으로 취급하여 유동과정의 알고리즘을 확립토록 하였다. 본 연구에서 개발된 3-DFM모델은 입력변수 자료에 대한 설정이 모두 한글로 구성되어 있으며, 각 입력자료와 매개변수들의 이해와 적용치에 대한 도움말을 설정하여 두었다. 따라서, 입력변수에 대해서는 아이콘을 입력변수에 두면 각각에 대한 상세한 정보를 알 수 있도록 설계하였다. 또한, 각 지층의 지질경계 상태나 초기수위자료를 지정할 때는 work sheet상에서 간단히 지정할 수 있도록 설계되어 있다. 그리고 각 대수층의 특성과 더불어 정류 및 부정류 해석시에 각 매개변수들에 대한 입력은 기존의 모델과 같이 복잡하지 않도록 활성칸이 설정되도록 설계되어 있다. 최종 입력자료를 이용한 분석결과에서는 우측에 입력자료에 대하여 설명과 더불어 좌측에 분석 결과치를 나타나게 하였으며 이에 대한 결과는 TXT파일로도 출력할 수 있도록 설정하였다. 본 연구에서 개발된 모델은 유한차분법을 이용한 수치모델이며, 실제 함양량을 적용하고 매개변수들을 결정하여 관측 지하수두치와 모의발생으로 얻은 계산 지하수두치를 비교 분석하여 개발모델의 적용성을 검토하였다. 본 연구에서는 제주도 세화리 및 송당리일대의 양수에 따른 지하수 유동시스템 해석을 위하여 3-DFM모델을 적용 분석한 결과, 정류상태에서 따른 관측치와 계산된 지하수두와의 상대오차백분율(E.P.)이 $0.03{\sim}0.07$의 범위로서 관측치와 거의 일치하였다. 그리고 분석유역의 양수 전의 모의발생분석 결과를 이용하여 지하등수두분포와 유속벡터를 산정한 결과 지하수 유동분포는 높은오름과 문석이오름 등에서 월랑봉, 용눈이오름 및 손자봉 등 각 방향으로 고르게 유출되고 있는 것으로 분석되었다. 이러한 분석결과는 MODFLOW모델과 비교할 때 일치된 결과를 나타내었다.

• 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.