• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.11a
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• pp.34-37
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• 2009

The present study presents a numerical methodology for early conceptual trade-off study between propulsive performance, cooling efficiency, weight and size, in which combustion and cooling precesses in regeneratively cooled rocket thrust chamber are interactively simulated. To address the capabilities and reliability of the design tool, some application results are given involving contour design, performance analysis, and wall cooling prediction as well as a systematic design evaluation.

• Proceedings of the Korean Nuclear Society Conference
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• 1998.05b
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• pp.545-550
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• 1998

PWR 사용후핵연료 내에 존재하는 $^{134}$ Cs/$^{137}$Cs 및 $^{154}$ Eu/$^{137}$Cs의 감마선 핵종비를 써서 각각 연소도를 결정하고, 그들의 차이가 최소가 되는 시간을 찾는 방법으로 사용후핵연료의 냉각시간을 결정하였다. $^{134}$ Cs/$^{137}$ Cs 및 $^{154}$ Eu/$^{137}$Cs의 핵종비로부터 연소도를 구하는 방법은 이들 핵종비에 대한 ORIGEN-5 코드 계산과 감마스캐닝 실험 결과를 비교하는 것이었다$^{[1]}$ . 사용후핵연료의 냉각시간을 임의의 시간으로 가정하고 핵종비 $^{134}$ Cs/$^{137}$ Cs을 써서 구한 연소도와 $^{154}$ Eu/$^{137}$Cs를 써서 구한 연소도의 차이를 계산했으며, 이 차이는 실제 측정대상 핵연료의 냉각시간에서 최소가 될 것을 기대하였다. 감마선 방출 핵분열생성물인 $^{134}$ Cs와 $^{154}$ Eu는 비교적 긴 반감기를 갖고 있으면서도 또 이들의 반감기 차이가 약 6.4년이나 되므로 기존의 방법$^{[2]}$ 에 비해 넓은 범위의 냉각시간을 정확하게 측정할 수 있었다.

• Proceedings of the Korean Society for Bio-Environment Control Conference
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• 2002.04a
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• pp.25-29
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• 2002

대부분의 작물이 생육하기에 적합한 지온은 18-2$0^{\circ}C$정도이고 최고한계는 23-$25^{\circ}C$로 알려져 있으나, 여름철 온실내의 지온은 이보다 높으며 2001년 8월에 온실내의 지온을 계측해본 결과 표층으로부터 5-35cm 깊이의 평균 지온은 27-29.4$^{\circ}C$까지 상승하는 것으로 나타났다(김 등, 2001). 따라서 지중 냉각의 필요성이 인정되며, 정 등(1998)의 보고에 의하면 무처리시 지온 25.7$^{\circ}C$에 대하여 지하수 냉각으로 지온을 19-19.6$^{\circ}C$로 냉각해줄 경우 배추 수량이 8-11% 증수되었다. (중략)

• Proceedings of the Korean Nuclear Society Conference
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• 1995.05a
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• pp.531-537
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• 1995

본 논문에서는 증기폭발의 전파과정을 해석하기 위한 수학적 모델을 제시하였다. 이 모델은 용융물, 용융파편, 그리고 냉각재 기상과 액상 둥 4상 유체의 2차원적인 천이거동을 지배방정식 및 관련상관식의 수치적 해를 구함으로써 증기폭발의 전파속도 및 폭발압력 등을 예측할 수 있다. 모델에 사용된 주요 상관식은 용융물 분쇄, 냉각재 상변화, 에너지 교환, 그리고 운동량 교환함으로 구성되어 있다. 냉각재의 상태를 결정하는데 있어서 냉각재의 기상과 액상 사이의 열역학적인 비평형을 허용할 수 있도록 냉각재의 상태방정식을 구성하였다. 주석/물의 증기폭발에 대한 예제계산을 수행한 결과 폭발의 전파속도 및 압력 등에 있어서 합당한 것으로 밝혀졌다. 또한 중요한 초기변수(중기 분율, 용융물 분율) 및 관련상관식에 대한 민감도 분석을 수행함으로써 모델개선을 위한 중요인자를 제시하였다.

• Korean Journal of Air-Conditioning and Refrigeration Engineering
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• v.16 no.2
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• pp.121-127
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• 2004

This paper describes conceptual development and idea-verification of a sub-miniature portable cooler which dose not necessitate any pre-cooling nor any external energy supply. The basic principle of the cooling mechanism is the vaporization of water and sub-sequent cooling due to the evaporative latent heat loss. In this work, the vaporization of the water is stimulated by desiccant material to improve the cooling effect. The evaporative cooling caused by the desiccant is modeled and analyzed considering the sorption characteristics of the desiccant. In addition, the portable cooler is fabricated in the shape of a thin pad, and its cooling characteristics are tested and compared with the analytic results.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.10a
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• pp.9-9
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• 1999

액체로켓 엔진의 분사기와 연소실 설계에 사용될 재생냉각형 칼로리미터의 냉각유로를 설계하였다. 사용할 펌프의 수두는 5기압이며 이로써 끓는점 아래에서 작동할 수 있고 동시에 넓은 냉각 면적을 가지는 유로의 형상을 결정하였다. 유로에서의 압력강하와 온도분포는 전산유동해석에 의하여 구하였고 열부하는 기존의 연소 해석과 1차원해석에 의한 결과를 적용하였다. 해석결과로서 유로의 폭이 4mm에서 2.5mm까지 2단계로 줄었다가 다시 2단계로 늘어나는 냉각유로를 설계하였으며 이 때 높이는 2mm로 일정하게 유지하였다. 유량 변화에 의한 레이놀즈 수는 1.9$\times$$10^4$, 2.4$\times$$10^4$, 2.9$\times$$10^4$이며 세 경우 모두 주어진 펌프수두 이내의 압력강하를 보였으나 온도상승과 성능상의 여유를 고려하여 레이놀즈 수 2.4$\times$$10^4$인 경우를 최종 설계안으로 결정하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.34 no.2
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• pp.106-111
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• 2006

Combustion test facility for liquid rocket engine using kerosene and liquid oxygen has been developed for the purpose of cooling and performance study. Test engine of thrust under 1.0 KN can be evaluated, and the real combustion test ensures a good operation of the combustion test facility. Combustion test facility will be modified to supply natural gas and liquefied natural gas as fuel and to give a regenerative cooling test.

• Resources Recycling
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• v.11 no.3
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• pp.25-30
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• 2002

Heat transfer occurring in the rotary cooler was analyzed by applying a one-dimensional steady state. The temperature of inlet gas and the measured temperature of outlet gas were used as boundary conditions. Axial temperature distribution of solid, gas and wall were calculated by solving two differential equations and two algebraic equations under the constraint of two point boundary conditions and operating conditions. The temperatures of outer wall calculated in this study were in good agreement with those measured from running rotary cooler.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.04a
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• pp.12-15
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• 2011

The most widely used kerosene-LOx liquid-propellant rocket engines in these days have a similar engine schematic to those of the past because of the development cost and the reliability. The efficiency of engines could be increased by the factors such as a cooling method, engine cycles, shape of cooling channels, additional coolant and so on. In this article, it is described that some design ideas for performance enhancement by exchange kerosene with LOx of a coolant.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.25 no.1
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• pp.50-57
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• 2021

Engine cool down process is necessary for the liquid rocket engines using cryogenic propellants in order to meet the requirement of engine inlet temperature. This paper evaluates the cool down characteristics of oxidizer supply pipeline and engine in prechill process prior to the engine firing tests, and calculate the quantity of liquid oxygen consumption.