• 한국추진공학회지
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• 제10권2호
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• pp.39-45
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• 2006

로켓 엔진 터보펌프용 터빈은 고온, 고압의 연소가스를 사용하기 때문에 실제 환경에서 성능시험을 수행하기가 매우 어렵다. 따라서 대부분의 경우, 시험에 따르는 위험을 줄이기 위하여 공기를 사용한 시험을 통하여 성능을 평가한다. 본 논문에서는 10 톤급 액체로켓엔진 터보펌프용 터빈에 대한 공기 상사 성능시험에 대하여 기술하였다. 터빈의 공기역학적인 성능을 평가하기 위한 성능시험설비를 구성하였으며, 성능시험설비는 고압공기 공급시스템, 유량측정용 노즐, 시험부, 동력계. 압력조절을 위한 출구 오리피스 그리고 측정 및 제어 시스템으로 구성된다. 본 논문에서는 터빈성능 시험을 위한 상사시험 조건을 결정하는 방법과 시험조건을 조절하는 방법에 대하여 기술하였다. 시험결과, 측정 변수들의 상대 표준오차는 1%이내였으며 측정된 터빈 효율은 해석결과와 2% 이내로 일치하였다.

• 한국태양에너지학회:학술대회논문집
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• 한국태양에너지학회 2009년도 추계학술발표대회 논문집
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• pp.62-67
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• 2009

This paper describes the characteristics of scroll type stirling engine receiver. Scroll type stirling engine operated scroll compressor and expander instead of piston. Pass dimension of the receiver was $14(W){\times}14(H)$ mm and total pass length was 5,049 mm. External dimension of the receiver was $300{\times}300mm$. The experimental facility consisted of parabolic dish concentrator, compressor to supply air, triplex air filter, and flowmeter. In this study, basic experimental conditions were set at a inlet pressure of 5 bar and volume flow rate of $25m^3/hr$. As a result, air temperature in receiver at each measuring position of point 1, 2, 3 were $241^{\circ}C$, $465^{\circ}C$, and $542^{\circ}C$ respectively at inlet pressure of 5.5 bar and volume flow rate of $24.6m^3/hr$. As DNI increasing, heat transfer coefficient of the receiver changed from $695W/m^2K$ to $827W/m^2K$. Average heat transfer coefficient of receiver in the experiment was $798W/m^2K$. In addition, receiver efficiency became about 83%.

• 정보처리학회논문지C
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• 제9C권6호
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• pp.903-910
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• 2002

망의 경계에 위치한 에지 라우터는 다른 망과의 연동을 위해서 여러 가지 형태의인터페이스와 각각의 인터페이스에 해당하는 여러 가지 프레임을 처리할 수 있어야 한다. 본 논문에서는 여러 형태의 망과 연동 가능한 특성을 제공하기 위해서, 프로그램 가능한 이더넷 패킷 프로세서를 기반으로 에지 라우터의 프로토타입을 설계하고 구현한다. ATM 인터페이스에는 패킷을 처리할 수 있는 기능이 없으므로 프로그램 가능한 이더넷 패킷 프로세서에 기반한 포워딩 엔진과 1:1 대응시킴으로써 ATM 인터페이스에서 들어오는 셀화된 패킷에 대한 처리 및 전달을 담당한다. 또한, ATM 인터페이스에서 들어온 패킷일 경우 출력 인터페이스로 전단하기 위해서 포워딩 엔진의 기반인 패킷 프로세서의 되돌림 기능을 이용한다. 본 논문에서 구현된 에지 라우터의 성능은 실험을 통하여 분석한 포워딩 엔진의 성능에 근거하여 평가하고, 다른 라우터와의 연동시험을 통해서 상호 연동성을 시험한다.

• 항공우주기술
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• 제8권1호
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• pp.98-107
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• 2009

5MW급 발전용 가스터빈을 개발하기 위해 주요 구성품 중의 하나인 압축기의 성능을 시험 평가하고자 하며, 이를 위한 사전 작업으로 압축기 시험 리그의 진동 특성을 분석하여 압축기 운전시 구동 방법에 대한 정보를 확보하였다. 압축기 시험 설비는 입 출구 배관과 시험부 및 구동부로 구성되어 있고, 특히 구동부와 시험부에서 가속도계를 이용하여 진동 특성을 계측하였다. 압축기 주 하우징과 콜렉터, 베어링캐리어, 토크미터, 기어박스, 전동 모터 등에 가속도계를 장착하여 진동 속도 및 주파수 분석을 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.153-156
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• 2008

고공 환경에서의 점화 연소 특성을 확인하기 위해 선행되어야 할 저압/저온 환경 모사 및 연료 유량 제어 실험을 수행하였다. 저압 환경을 모사하기 위하여 초음속 디퓨저를 이용하였고, 공기 유량 공급 및 디퓨저 1차 전단 노즐 압력에 따라 다양한 고도의 저압 환경을 조성할 수 있음을 확인하였다. 또한 저온 환경을 모사하기 위해 액체 질소를 이용한 열교환기를 활용하였고, 혼합 탱크로 유입되는 극저온/상온 공기 온도 조건을 일정하게 유지할 경우 다양한 공기 유량 조건에서 혼합 공기의 온도는 극저온/상온 공기의 혼합비에 의해 결정됨을 알 수 있었다. 이에 따라 본 연구에서 구축한 고고도 환경 모사 시스템을 활용하여 다양한 고도 조건에서의 점화 및 연소 특성 실험 수행이 가능함을 입증하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제15권5호
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• pp.89-95
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• 2011

2021년 발사를 목표로 개발이 진행 중인 한국형 발사체는 1.5톤 급의 실용 위성을 지구 저궤도에 올릴 수 있는 3단형 로켓으로 각 단별로 독자적으로 개발된 액체 추진기관 시스템을 적용하게 될 계획이다. 새로운 액체 추진기관의 개발 수준을 평가하기 위해서는 적절한 시험 설비에서 수행되는 시스템 종합시험이 반드시 필요하다. 본 논문에서는 한국형 발사체의 개발을 위한 추진기관 시스템의 개발 인증을 위해 추진기관 시스템의 개발 단계별로 요구되는 시험의 종류와 반드시 확인해야 할 변수들을 검토하고 전체 시스템의 신뢰도 만족을 위해 적절한 시험의 횟수 및 시험 시간을 결정하는 내용을 정리하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제4권2호
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• pp.51-60
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• 2003

An experimental research program is being undertaken to develop a regeneratively-cooled experimental thrust chamber of liquid rocket engine using liquefied natural gas and liquid oxygen as propellants. Prior to firing test using a regenerative cooling with liquefied natural gas in this program, several firing tests were conducted with water as a coolant. Experimental thrust chambers with a thrust of about 10tf were developed and their firing test facility was built up. Injector used in the thrust chamber was of shear-coaxial type appropriate for propellants of gas and liquid phase and cooling channels are of milled rectangular configuration. Periodical variation of the soot deposition and discoloration was observed through an eyes' inspection on the inner wall of a combustion chamber and a nozzle after each firing test, and an intuitive concept of the periodical variation of mixture ratio near the inner wall of a combustion chamber and a nozzle at once was brought about and analyzed quantitatively. Thermal heat flux to the coolant was calculated and modified with the periodical variation model of mixture ratio, and the increment of coolant temperature at cooling channels was compared with measured one.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.15-18
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• 2009

우주발사체 개발을 위한 75톤급 액체로켓엔진 개발에 앞서 선행개발을 통해 습득한 30톤급 액체로켓 엔진 기술을 토대로 75톤급 액체로켓엔진 연소기 기술 검증에 착수하였다. 이를 위하여 국내 연소시험 설비 여건을 고려한 기술검증 계획을 수립하고 기술검증시제를 제작하여 제한된 조건에서 성능평가시험을 수행하였다. 본 논문은 75톤급 액체로켓 연소기 기술검증을 위한 계획과 현황에 대하여 소개한다.

• 한국정보통신학회논문지
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• 제6권8호
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• pp.1194-1199
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• 2002

기존 유선상의 HTML 컨텐트를 무선 환경에서 서비스하기 위해서는 WML, HDML 또는 mHTML로 변환해야 하는 큰 문제점이 있다. 이러한 문제점을 해결하기 위해 제안된 것이 마크업 언어 자동 변환 엔진이다. 그러나 이 엔진은 텍스트 중심적이었기 때문에 이미지를 처리하기에는 충분하지 못했다. 본 논문에서는 이미지 처리에 포커스를 맞추고 이를 해결하기 위한 방안으로 유선상의 이미지 파일포맷을 무선 인터넷 환경에 맞는 파일 포맷으로 실시간 변형시키는 알고리즘과 변형된 이미지를 무선 단말기의 환경에 맞게 최적화시킬 수 있는 메카니즘을 제시한다.

• International Journal of Aerospace System Engineering
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• 제3권1호
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• pp.25-29
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• 2016

This paper highlights the performance of an impulse turbine which is a part of turbopump in a liquid rocket first stage engine. The turbopump, currently under development at Korea Aerospace Research Institute, has an impulse type turbine with 12 nozzles and a single rotor. The impulse turbine can archive high specific power with the low gas flow rates. The supersonic impulse turbine with a single rotor can make a simple structure. High-pressure gases are converted into the dynamic energy with flows through the 12 nozzles and drive the rotor to make the power for the pumps. The turbine test was performed in the high-pressured turbine test facility with air gas instead of burned gas. A hydraulic dynamometer was used to absorb the power from the turbine and control the rotational speed and torque. The test points were at several pressure ratios with 7 different rotational speeds. Results showed the efficiency was highest at the design pressure ratio. The efficiency was insensitive to the pressure ratio variation than the rotational speed. It was a typical characteristic in an impulse turbine.