• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.636-641
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• 2010

A preburner for the staged combustion in the high performance liquid rocket engine is being developed and strength experiments and finite element analyses on specimens, which simulate the brazing joint of the preburner, were performed and the results were compared. One specimen simulate the joints near oxygen injectors of head by the funance brazing and two specimens the joints of the combustion chamber cooling channel by vacuum brazing. The experiments were burst ones with strain gauges.

• Proceedings of the Korean Society for Bio-Environment Control Conference
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• 1999.11a
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• pp.55-58
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• 1999

1. 스프링클러에 의해 하우스내를 관수한 경우, 하우스내 온도는 스프링클러 작동과 동시에 급격히 하강한 후 시간이 흐름에 따라 완만한 하향구배를 나타내었다. 2. 천 측창을 개방한 상태에서 스프링클러에 의한 냉각효과를 측정한 결과, 실내기준온도는 외기온 보다 약 2.8$^{\circ}C$ 낮은 온도를 나타내었다. 3. 본 실험결과 스프링클러 관수에 의한 냉각효과는 탁월한 것으로 조사되었으며, 관수시간대를 비교적 실온이 상승하는 주간시간대로 설정한다면, 그 효과를 극대화 할 수 있을 것으로 사료된다. 이 경우, 관수시의 수량 및 관수 지속시간 등에 대해서는 재배작물의 습해 등을 고려하여 이에 대한 면밀한 검토가 이루어져야 할 것으로 판단된다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2008.11a
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• pp.137-142
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• 2008

Ignition characteristics of combustion chamber with LOx lead cyclogram for liquid rocket engine were described. The combustion chamber has chamber pressure of 60 bar, propellant mass flow rate of 89 kg/s, and nozzle expansion of 12. Cold flow test to determine the filling time of propellant for cyclogram with LOx lead supply, ignition test to check the ability to ignite starting fuel from the ignitor, low pressure combustion test to check the propagation of flame into main fuel-oxidizer mixture from starting fuel and the main combustion stage, and design point combustion test to check the combustion performance were performed. Ignition and combustion tests with LOx lead supply were successfully performed and the stable cyclogram of start sequence for combustion chamber was developed.

• Proceedings of the KSME Conference
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• 2005.11a
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• pp.91.1-91.1
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• 2005

• Membrane Journal
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• v.1 no.1
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• pp.13-23
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• 1991

열유도 상분리법을 이용하여 제조되는 분리막의 구조 변화를 열역학 및 속도론적 관점에서 고찰하였다. Polypropylene과 희석제로서 n-alkanes, n-fatty acids, n,n-bis(2-hydroxyethyl) tallowamine을 model system으로 하였다. 고분자/희석제 system의 상변화의 종류에 따라 다양한 형태의 분리막구조가 얻어졌다. 분리막의 구조에 영향을 미치는 변수로서 고분자/희석제간의 interaction parameter, 희석제의 분자 크기, 용액의 조성, 냉각 조건, 희석제의 결정화 온도 등이며, 각 변수의 역할을 전자현미경을 사용하여 규명하였다. 열유동 상분리법에 의하여 제조된 분리막은 inter-spherulitic 및 intra-spherulitic pore의 이중 구조로 이루어짐을 확인하였다.

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers
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• v.16 no.3
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• pp.485-496
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• 1992

본 연구에서는 제철, 제강공정에서 많이 사용하고 있는 C22FR1.4형의 주형을 상사적으로 축소시킨 주철제(GC25) 주형에 순알루미늄(순도99%)의 주물을 용입하여 응고 및 냉각 과정의 주물 및 주철제 주형에 미치는 열의 영향에 관하여 2차원 비정상 열전도 문제를 경계요소법으로 해석하고 실험을 통하여 검증하였다.

• Journal of Biosystems Engineering
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• v.10 no.1
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• pp.39-47
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• 1985

먼 거리를 두고 산재(散在)된 소규모목장(小規模牧場)을 가지고 있으며, 현대화(現代化)된 우유처리공장(牛乳處理工場)과 저온저장시설이 충분(充分)하지 못한 아열대지방(亞熱帶地方)에 위치(位置)한 발전도상국(發展道上國)에서는 목장(牧場)에서 우유(牛乳)를 수집(收集)하여 처리공장(處理工場)까지 먼거리를 윤송하는 동안 많은 양(量)의 우유(牛乳)가 부패(腐敗) 손실(損失)되고 있다. 이를 막기 위(爲)하여 현지목장(現地牧場)의 강도높은 태양열(太陽熱)을 이용(利用)한 소규모우유저온처리기를 개발(開發)하여 현지목장(現地牧場)에서 직접 우유(牛乳)를 태양열(太陽熱)로 처리(處理)할 목적(目的)으로, 본(本) 연구(硏究) 제(第) I 보(報)에서는 태양열우유처리기(太陽熱牛乳處理機)의 모형제작(模型製作)을 위(爲)한 회로(回路)를 구성(構成)하고, 그 구성요소(構成要素)를 예찰(豫察)하였다. 제(第) II 보(報)에서는 제(第) I 보(報)의 연구결과(硏究結果)를 기초(基礎)로 태양열우유(太陽熱牛乳) 저온처리기의 모형(模型)을 실제(實際)로 제작(製作)하고 그 특성(特性)을 실험(實驗)을 통(通)하여 분석(分析)하므로서 태양열(太陽熱)을 이용(利用)한 우유처리기(牛乳處理機)의 개발가능성여부(開發可能性與否)를 확인(確認)하려 하였으며 그 결과(結果)는 다음과 같다. 1. 15~25초간(秒間)에 우유(牛乳)을 $78{\sim}80^{\circ}C$로 가열(加熱)하고 급속히 $4^{\circ}C$로 냉각(冷却)시켜야 하는 우유(牛乳)의 저온처리조건을 만족시킬 수 있었다. 2. 태양열우유처리기(太陽熱牛乳處理機)의 가열회로(加熱回路)를 위(爲)한 태양열집열기(太陽熱集熱器)는 시린더형(型) 집광식(集光式)이 적합하였고, 태양열(太陽熱) 냉각회로(冷覺回路)를 위(爲)한 태양열냉각제치(太陽熱冷覺製置)에 관(關)하여는 더 많은 연구(硏究)가 계속되어야 할 것으로 판단(判斷)되었다.

• Journal of the Korea Institute of Military Science and Technology
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• v.12 no.3
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• pp.396-405
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• 2009

The experimental research was conducted to setup a performance prediction logic for the regenerative cooling system on a small scale liquid rocket engine using kerosene and LOX. Total heat flux of the combustion gas side was determined for the flow rate of the coolant, combustion pressure using the calorimeter thrust chamber. Based on the experimental investigation, a performance prediction scheme for the regenerative cooling system is setup in our own way. A performance prediction logic for the regenerative cooling system has been developed by the correction scheme of the combustion gas side. The key parameters determining the temperature limitation of the coolant are the mass flow rate of the coolant and the length of the combustion chamber and the nozzle. And the parameters to control the limitation of the usable wall temperature are the number of channels and wall thickness.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.15 no.1
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• pp.83-89
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• 2011

A design plan was proposed for determining combustor configuration of regenerative- cooled liquid rocket engine in the process of preliminary design. Rocket performance and regenerative cooling results were calculated using the properties of combustion gas estimated in CEA. For required thrust, chamber pressure, atmosphere pressure and propellant mixture ratio the mass flow rate of propellants and combustor performance were predicted by one-dimensional and experimental correlations. Finally, determinable plan for the contour of combustor were presented through Rao nozzle design method.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.10 no.1
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• pp.129-135
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• 2011

A study of efficient plume cooling by core water injection type was performed by computational fluid dynamics. A side injection type is well known, on the contrary, a core injection type is not well known. In order to figure out the characteristics of core injection type, several calculations were performed by computational fluid dynamics along various mass flow rates and locations of water injection. On the basis of analysis it was the adequate cooling condition that water mass flow rate to total mass flow rate was two times at least and location of water injections was L/De=1.2.