• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.303-306
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• 2008

미국은 X-43A 를 통한 스크램제트 무인기의 비행 시험을 성공적으로 마치고 미공군 주도하에 X-51A 스크램제트 기술 실증기를 개발하고 있다. X-51A는 PWR 사의 X-1 탄화수소 연료 스크램제트 엔진을 이용하여 2008년에 지상시험을 마치고 2009년에 비행시험이 계획되어 있으며, 이를 통하여 X-51A에서 확립된 기술은 향후 DARPA의 Falcon 프로그램에 의한 HTV-3X 극초음속 시험기 및 HCV 순항기 개발에 적용될 것이다. 본 논문에서는 액체 및 초임계 JP-7 연료를 이용한 엔진 구조물의 냉각 및 연소 등 X-51의 추진기관 핵심 기술에 대하여 살펴보고자 한다.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 대한연소학회 2003년도 제27회 KOSCO SYMPOSIUM 논문집
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• pp.251-256
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• 2003

The capability of pilot injection with small fuel quantity at all engine operating conditions is one of the main feature of the common rail system. The purpose of the pilot injection is to lower the engine noise and to reduce the NOx emissions. This study describes the pilot spray structure characteristics of the common-rail diesel injectors, solenoid-driven and piezo-driven type, with different electric driving characteristics So, three common-rail injectors with different electric current wave were used in this study. The pilot spray characteristics such as spray speed, spray tip penetration, and spray angle were obtained by spray images, which is measured by the back diffusion light illumination method with optical system for high-speed temporal photography. Also the CFD analysis was carried out for fuel behavior under high pressure in between needle and nozzle of solenoid-driven injector to know the condition of initial injection at experiment test. It was found that pilot injection of common-rail system was effected by rate of injection and temperature of injected fuel and electrical characteristic of the driven injector.

• 한국소음진동공학회논문집
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• 제17권9호
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• pp.777-784
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• 2007

With the development of micro electronic circuits and optical equipment, the demand for developing smart munitions with the ability to autonomously search for and attack targets has increased. Since the electronic components within smart munitions are affected by high temperatures, pressure, and impulsive forces upon the combustion of gunpowder, stability and reliability need to be secured for them. Securing those stability and reliability requires soft recovery system which can decelerate smart munitions. A theoretical analysis of flow is performed for the secure recovery of bullets on the basis of Euler equation for compressible fluids. The inner pressure on a pressure tube, the speeds of bullets, and the deceleration of munitions are calculated theoretically. Theoretical results are compared with the data from the experiment with soft recovery system set up at the laboratory.

• 항공우주기술
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• 제5권2호
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• pp.102-107
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• 2006

본 논문은 위성체 동적 환경의 발사체 구조에 의해 전달된 저 주파수의 과도 진동과 불 규칙적인 가속력으로 구성되어 있다. 저 주파수에서의 과도 진동은 보통 진동수 100 ~ 200Hz에 이르는 정현파로 근사되며 주로 예비설계에 사용된다. 그리고, 랜덤 환경은 발사체의 연소와 분리 단계, 외부 공력소 음에 의한 구조적 진동에 의해 발생한다. 이는 발사체 구조물을 통하여 위성체와 발사체의 어댑터 구조로 전달된다. 이러한 동적환경 중에서 랜덤 진동 해석은 위성체에 수행되는데, 특히, 위성체 내의 전자 박스(장비) 는 실제 상황에 가깝게 하여 검증하기 위해 랜덤 진동 실험을 통해 설계 되야 한다.

• 항공우주기술
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• 제1권2호
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• pp.51-56
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• 2002

위성 추진계는 궤도 천이와 수정 및 제어에 사용된다. 저궤도 위성의 단기추진제 공급 시스템은 추력기 연소실로 연료를 밀어내어 공급한다. 추력기에 의해 생성되는 추력은 연소실로 공급되는 연료량에 종속된다. 만약 위성에 탑재된 명령기로부터 추력기 밸브에 개폐 신호가 주어지면 밸브는 개방되거나 닫힌다. 개방된 추력기 밸브를 통해 연료가 유입될 때 밸브의 자동에 의한 순간적인 흐름 단절은 압력파에 의한 비정상 압력을 발생시킨다. 이 논문에는 래칭 밸브와 추력제어 밸브의 작동에 의한 다목적실용위성 2호 추진계의 비정상 압력이 예측되어 있다. 시간-종속 유체질량 및 운동량 방정식은 특성곡선해법(MOC)으로 계산된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.617-621
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• 2017

본 연구에서는 Al 입자가 함유된 고폭약의 성능 특성을 2 상 모델(two-phase model)을 이용하여 수치 해석을 수행하였다. Al 입자의 점화와 연소시간은 고폭약에 비해 상대적으로 긴 시간이 요구되기 때문에, Al 입자연소에 의한 에너지 발산은 고폭약의 데토네이션 후방에서 이루어진다. Al 입자를 함유하는 고폭약은 Al 함유량이 증가함에 따라 데토네이션 속도의 감소와 고폭약 데토네이션 후방에서 Al 입자 연소가 일어나며 이중 데토네이션이 관찰되는 특징이 있다. 본 연구에서는 Al 입자가 함유된 HMX의 데토네이션 특성을 재현하기 위해 최대 Al 함유량 50%를 갖는 confined rate stick이 고려되었으며, 수치해석 결과는 5-25% 함유량에 대한 실험결과와 비교되었다.

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제20권2호
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• pp.286-294
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• 2006

Flows in a ramjet inlet is simulated for the study of the rocket-ramjet transition. The flow is unsteady, two-dimensional axisymmetric, compressible and turbulent. Double time marching method is used for the unsteady calculation and HLLC method is used as a higher order MUSCL method. As for turbulent calculation, $\kappa-\omega$ SST model is used for more accurate viscous calculations. Sinusoidal pressure perturbation is given at the exit and the flow fields at the inlet is studied. The cruise condition as well as the ground test condition are considered. The pressure level for the ground test condition is relatively low and the effect of the pressure perturbation at the combustion chamber is small. The normal shock at the cruise condition is very sensitive to the pressure perturbation and can be easily detached from the cowl when the exit pressure is relatively high. The sudden decrease in the mass flux is observed when the inlet flow becomes subcritical, which can make the inlet incapable. The amplitude of travelling pressure waves becomes larger as the downstream pressure increases, and the wavelength becomes shorter as Mach number increases. The phase difference of the travelling perturbed pressure wave in space is 180 degree.

• 한국전자통신학회논문지
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• 제16권2호
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• pp.255-260
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• 2021

최근 화석연료의 고갈로 인해 전기 자동차의 중요성이 점차 커지고 있다. 전기 자동차를 사용하기 위해서는 자동차에 내장된 배터리를 수시로 충전해야 한다. 전기 자동차는 소음, 진동에 있어 매우 뛰어난 성능을 구현한다. 하지만 배터리의 한계상 1회 충전 시 주행거리가 내연 자동차보다 상당이 짧으며, 배터리 충전 시간도 주유 시간에 비해 상대적으로 매우 오래 걸린다는 단점이 있다. 전기 자동차용 배터리를 충전하는 방식은 플러그인 방식과 무선 충전 방식이 있다. 본 논문에서는 전기 자동차용 무선 충전 기술에 대한 소개와 주요 국가의 기술 개발 현황 및 표준을 소개하였다.

• 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.

• 한국세라믹학회지
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• 제41권11호
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• pp.842-850
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• 2004

BaO$_2$-TiO$_2$-환원제-입자제어제계에서 자전연소합성법을 이용한 BaTiO$_3$ 분말의 제조에 대하여 고찰하였다. 환원제로서 C, Mg를 사용하였고, 입자제어제로서 NaCl을 사용하였다. 자전연소합성법을 이용한 BaTiO$_3$ 분말의 제조에 있어 최적의 반응계에서 환원제의 종류와 농도, 입자제어제, 반응량의 변화에 따른 생성물의 영향을 조사하였다. 최적의 반응계 및 조성은 Ae반응 분위기에서 BaO$_2$+TiO$_2$+0.1Mg+0.2C+0.75NaCl이었다. 희석제로서 첨가된 NaCl은 연소온도의 조절 뿐 아니라 반응생성물의 입도를 제어하는 효과를 나타냄을 알 수 있었다. 최적의 조건에서 제조된 순수 BaTiO$_3$ 분말의 입도는 약 0.5 $mu extrm{m}$ 이하였으며, 반응량을 증가시킬수록 균일한 반응성을 나타내었다 제조된 BaTiO$_3$ 분말의 유전특성을 측정하기 위하여 130$0^{\circ}C$, 2시간동안 대기중에서 소결실험을 행하였고 이때 상온에서의 유전상수는 약 2290이었고, 큐리점(129$^{\circ}C$)에서의 유전상수는 약 13800을 나타내었다.