• Journal of the Korean Society for Precision Engineering
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• v.8 no.3
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• pp.27-43
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• 1991

연소 가공은 고품질 고정도를 필요로 하는 경우 매우 유효한 가공방법이지만 그 공정이 많은 Parameter에 의해 구성되기 때문에 동일한 조건에서도 정량적인 평가가 어려우므로 작업현장 에서는 과학적 원리와 공학적 지식 보다는 숙련자의 경험과 기능에 의존하고 있는 실정이다. 본 연구에서는 이와 같은 국면에 대처한 문제 해결을 위해 Computer가 인간사고에 근접 할 수 있도록 Fuzzy 이론과 Default 이론을 도입하고 전문가의 이론적 지식과 숙련자의 감각적 지식을 적극 수용 하여 연소용 Expert system (최적 가공 조건의 설정 System과 Trouble shooting system)을 개발하였다. 또한 연소 가공 Data의 불확실한 애매성을 효과적으로 이용 할 수 있도록 Fuzzy 가능성이론에 의해 가공 Datad을 회귀 분석하여 실가공 Data base에 축적시켜 재활용토록 설계하었으며 개발된 본 System 의 실행 결과 그 활용성이 높음을 입증하였다.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2012.02a
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• pp.498-498
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• 2012

직류 아크 토치를 이용하여 열플라즈마를 발생시키는 방법은 전극의 구성에 따라 크게 비이송식(non-transferred)과 이송식(transferred)의 2가지 형태로 나눌 수 있다. 1950년대 H. Maecker 등에 의해 이론적 기초가 형성되기 시작한 이송식 아크 플라즈마 발생장치는 처리 대상물질을 전극으로 사용하여 양극에서의 에너지 전달을 직접 이용할 수 있으므로 열효율이 매우 높기 때문에 이를 이용한 고출력 토치에 관한 활발한 연구가 지속되고 있다. 본 연구에서는 대기압 아르곤 자유연소아크 방전에 의해 발생되는 열플라즈마의 열유동 특성을 수치적으로 해석하기 위하여 아크 기둥의 온도, 압력 및 속도 특성을 Navier-Stokes 방정식과 Maxwell 방정식을 연계 계산하였다. 또한 아크-전극 상호작용(arc-electrode interaction) 모델링을 통한 양극(anode)인 처리 대상물질로의 에너지 플럭스 유입을 고려하여 전극 내부의 온도분포를 계산하였다. 해석결과를 검증하기 위하여 음극과 양극 사이 플라즈마 기둥(column)의 중심축 온도는 Haddad & Farmer(1984)의 실험데이터와 비교하였고, 양극으로의 에너지 플럭스 및 온도분포 데이터는 Bini 등(2006)의 실험 및 해석데이터와 비교하여 만족스런 일치를 확인하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.34 no.8
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• pp.79-86
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• 2006

Swirl injector with adjustable backhole length was analyzed to suppress high-frequency combustion instability in Liquid Rocket Engines. In order to analyze the effect of variable backhole injector as an acoustic absorber, backhole injector was regarded as a quarter-wave resonator. As a result of theoretical approaches and acoustic tests, backhole injector with adjustable length could decrease the unstable modes of combustion chamber. And the damping efficiency was estimated by measuring damping rates experimentally.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1993.10a
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• pp.27-33
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• 1993

천마 연소관 및 Bracket는 고강도 특수강의 일종인 Maraging steel C-250 Grade로서 유동성형공정 (flow forming process: F/F) 및 용접공정을 거쳐 시효경화후의 경도(HRC 48-52)가 높아 절삭가공 및 Tapping에 어려움이 있다고 판단되어 브라켓 밀링가공(Tapping포함)을 시효경화공정 이전에 완성하는 것으로 공정 FLOW를 설정하였으나, 시효경화 시 유동성형공정 잔류응력 및 재질특성에 의한 수축, 변형 등으로 도면상 요구된 품질(형상 및 위치공차) 만족이 미흡하였을 뿐만 아니라 오히려 전체 공정 수만 증가하였음. 따라서 연소관 및 Bracket 완성가공을 시효경화 후에 실시하는 것으로 공정 개선 하고자 시험 작업한 결과, 선삭, 밀링작업등 다른 기계가공 공정의 문제점은 대부분 해결할 수 있었으나, Tapping공정만은 해결할 수 없어서 진정한 공정개선을 기할 수 없었음. 그러나, 제품의 품질 및 생산성을 고려 시효경화 후 Tapping 공정실시 필요성이 강력히 대두되어 Maraging steel 재질특성에 적합한 공구 및 작업조건을 검토, 설정 시험작업 함으로써 공정개선을 이룰 수 있었음.

• Journal of Energy Engineering
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• v.4 no.1
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• pp.5-12
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• 1995

본 연구에서는 자력 및 정전기 선별법에 의한 발전용 석탄의 연소전 탈황탈회 가능성 조사를 미국 PETC와 공동으로 수행하였다. 정전기 선별법에 의한 석탄의 탈황실험은 국내무연탄 및 미국 유연탄 시료를 대상으로 수행하였으며, 본 선별법은 석탄으로부터 유황을 함유하는 광물은 물론 회분을 제거하는데 매우 효율적임을 확인하였다. 또한 본 연구에서는 고강도 자력선별기를 이용하여 국내무연탄에 대한 건식자력선별 가능성을 검토하였다. 삼척 및 동원탄광 시료에 대한 입도별 2단계 선별실험을 수행하였으며, 본 실험 결과 동원탄광 시료가 삼척탄광 시료보다 회분제거가 용이하였으며 유황분의 경우는 두 시료 모두 40∼50% 제거가 가능하였다. 기초실험을 통하여 향후 발전용 석탄의 연소전 탈황탈회처리시스템 개발에 필요한 기초자료를 제시하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2004.10a
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• pp.27-35
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• 2004

In this paper a method for finding solution of acoustic, vortex and entropy wave-equations in a cylindrical tube with variable section area was suggested under the consideration of that the high frequency instability in a rocket engine combustion chamber is an acoustic phenomena, which is coupled with combustion reaction, and that a combustion chamber and exhaust nozzle are usually shaped cylindrically. As a consequence of that some method, which enable the quantitative analysis of the influence of entropy and vortex waves to acoustic wave, was suggested.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.43 no.9
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• pp.838-844
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• 2015

This paper includes summarization and analysis of previous research results on acoustic attenuation due to particles and flow turning in rocket motors among various damping parameters. Particle damping is the most effective mechanism in suppressing high-frequency combustion instabilities occurring in rocket combustion chambers, which is dependent on the size and the mass fraction of particles. Relatively weak attenuation by flow turning compared to particle damping depends on the geometry of propellant and a combustion chamber. Pumping driving effects need to be taken into account when realizing vorticity generation on the propellant surface. However, its driving effects become cancelled out by flow turning loss when the propellant geometry is cylindrical.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.22 no.3
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• pp.46-52
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• 2018

A simple Crocco's $n-{\tau}$ time delay model and linear analysis of fluid flow coupled with acoustics are combined to investigate the high frequency combustion instability in the combustion chamber of LOX/hydrocarbon engines. The partial differential equation of the velocity potential is separated into ordinary differential equations, and eigenvalues that correspond to tangential resonance modes in the cylindrical chamber are determined. A general solution is obtained by solving the differential equation in the axial direction, and boundary conditions at the injector face and nozzle entrance are applied in order to calculate the chamber admittance. Frequency analysis of the transfer function is used to evaluate the stability of system. Stability margin is determined from the system gain and phase angle for the desired frequency range of 1T mode. The chamber model with variable baffle length and configurations are also considered in order to enhance the 1T mode stability of the combustion chamber.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.330-335
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• 2017

Recently many studies have been made for the development of propulsion system with wide range flight from supersonic to hypersonic. Dual Mode scramjet engine as a hybrid cycle with advantage of ramjet and scramjet has one combustor. It works under the ramjet mode (subsonic combustion) and scramjet mode (supersonic combustion) respectively. In this study, Experimental results of hot firing tests of dual scramjet engine designed on the condition of Mach 3.5~6 as a flight Mach number are discussed. The tests were carried out on a ground test bench under free stream condition of Mach 6 at 27.6km altitude. In the tests, the adopted design and technological solutions were verified and efficient operation of the dual mode ramjet engine with Kerosene combustion during 5 seconds was demonstrated.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.50 no.11
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• pp.783-789
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• 2022

In a recent study, it was observed that the combustion gas entering the post chamber of a hybrid rocket contains vortices with very small size and high frequency characteristics. In addition, it was observed that small vortices collided with the nozzle wall to create a counter-flow, resulting in additional combustion with ignition delay. This study investigated the physical relationship between ignition delay induced by the counter-flow and the formation of beating pressure. To do this, a newly modified model was proposed by including ignition delay in the existing energy kicked oscillator model proposed by Culick. Numerical results show that the ignition delay is an important factor in determining the occurrence of the combustion pressure beats through the periodic formation of thermoacoustic coupling. In addition, when the ignition delay was reduced by increasing the post chamber length, the phase difference between the energy kick and the pressure generation was increased, the periodic pressure beats did not occur at all.