• Journal of the Korean Society of Industry Convergence
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• v.3 no.1
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• pp.37-42
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• 2000

액체 분무가 벽면의 평평한 면에 충돌할 때의 거동에 대해 실험을 통하여 조사하였다. 각 분사노즐과 벽면까지의 거리 그리고 분사 속도에 있어서 충돌점에서의 액체 액막의 비산 거동과 평면에서의 액막의 흐름에 대하여 관찰하였다. 충돌점에서 비산하는 액적의 비산율을 정량적으로 측정하였다. 분사속도가 증가에 의해 충돌 거동은 5개의 영역으로 분류되며, 분사속도가 증가하면 비산율도 증가하게 된다. 또한, 충돌거리가 분무의 분열점보다 길때의 분사량의 약 반 정도가 비산하게 되는 결과가 얻어졌다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.04a
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• pp.7-7
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• 1999

충돌/유출냉각은 연소실 벽면 등과 같이 열부하가 많이 걸리는 영역에서 고온의 연소가스로부터 표면을 보호하는 막냉각과 더불어 내부에 다공성 판을 설치하여 충돌제트에 의해 내부표면을 냉각시켜 가스터빈엔진의 고온요소의 냉각성능을 극대화시키는 방법 중의 하나이다. 이와 같은 냉각방법을 적용하면 벽면을 충돌제트에 의한 냉각과 함께 냉각유채를 막냉각에 활용함으로써 냉각효율을 극대화할 수 있다. 본 연구에서는 국소적인 값들을 획득하기 용이한 물질전달실험방법의 하나인 나프탈렌 승화법을 이용하여 수직으로 분사되는 충돌제트에 의한 유출판 내면에서의 열/물질전달특성을 분사판(injection plate)과 유출판(effusion plate) 사이의 높이, 분사제트의 속도, 분사홀간의 배열을 변화시켜가며 유출판만이 있는 경우와 비교, 분석하였다. 분사홀과 유출홀의 관 사이의 간격은 0.33d에서 10d까지 변화시켜가며 그 효과를 관찰하였으며, 홀배열 효과를 보기 위하여 2가지 홀배열(staggered array, shifted array)에 대하여 실험하였다. 또한 분사제트의 속도효과를 고찰하기 위하여 분사제트의 Rc$_{d}$=5,000-12,000까지 변화시켜가며 실험을 수행하였다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.11 no.2
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• pp.47-53
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• 2007

Convective heat transfer coefficient was measured around a circular secondary jet ejected into the supersonic flow field. The wall temperature measurement around a injection nozzle was conducted using infra-red camera. The constant heat flux is applied to the wall around a secondary nozzle. According to jet to freestream momentum ratio, the injection flow penetrates into the supersonic flow field. The measured temperature is used to calculate the convective heat transfer coefficient.

• Proceedings of the Korean Nuclear Society Conference
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• 1998.05a
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• pp.571-576
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• 1998

고온의 증기가 과냉각 상태의 물과 직접접촉에 의해 발생하는 응축현상(DCC Direct Contact Condensation)을 실험적으로 고찰하였다. 본 연구는 두단계로 나누어 수행하였다. 1단계 연구에서는 간단한 원형관 형태의 수평 노즐을 통하여 증기제트가 대기압 상태의 과냉각수로 분출될 때 증기제트 및 주위의 거동을 측정·분석하였다. 수조의 온도와 증기유량의 변화에 따른 증기제트의 축방향과 반경방향 온도분포와 수조 벽면에서의 동압을 측정하였으며, 고속 비디오 카메라를 사용하여 각각의 경우에 대하여 증기제트의 분출이미지를 촬영하였다. 벽면에서의 동압은 노즐의 분출구직경과 응축수의 온도에 비례하여 증가하였다. 2단계 연구에서는 몇가지 형태의 증기분사기 축소 모형에 대한 응축성능을 비교하였다. 이때에는 수조의 온도상승으로 인해 수조가 가압되는 정도를 알아보기 위해 수조를 밀봉한 상태로 실험을 수행하였다. 실험시 수조의 압력은 시간의 경과에 따라 계속적으로 증가하였으나, 이는 방출된 증기의 불완전한 응축에 의한 것은 아니고 증기의 분출과 응축으로 인한 응축수의 부피팽창과 수조 온도의 상승으로 인한 증기압의 상승 때문인 것으로 판단된다.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2016.03a
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• pp.537-540
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• 2016

유체역학적 추력 방향 제어(Fluidic Thrust Vector Control) 방법 중 하나인 동축류 제어 유동 분사를 이용한 추력 방향 제어(Co-flow Thrust Vector Control)의 작동 특성에 대해서 연구하였다. 이 제어 방법은 점성 유동이 벽면에 부착되어 흐르는 코안다 효과(Coanda Effect)를 이용하여 주 유동을 편향 시키는 방법으로서 그 편향각은 이러한 제어 유동 노즐 출구의 플랩 형상에 영향을 받는 것으로 알려져 있다. 이 연구에서는 출구 플랩 형상을 여러 가지로 바꾸어 가며 주 유동의 전압력 300kPa일 때 제어 유동의 편향각이 포화되는 제어유동의 전압력을 측정하였다. 그 결과 쐐기형 플랩의 각도가 증가할수록 포화 영역에서의 편향각은 증가하며 그 각은 플랩의 각도와 일치한다. 그러나 각도가 증가할수록 제어 유동이 플랩의 벽면을 지나면서 팽창파에 의해 가속되어 충격파을 발생시키게 되고 이 충격파는 주 유동에게까지 전파되어 주 유동 제트의 속도를 감소시킨다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.44 no.8
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• pp.641-648
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• 2016

In this study, the effect of injection nozzle shape on the supersonic film cooling performance is analyzed using CFD. The design parameters are inside and outside angles of upper plate of nozzle and nozzle tip thickness. It is observed that the mass flow rate of film cooling decreases with increase of inside angle, while the effect of the change of mass flow rate on the film cooling effectiveness is relatively small. In addition, cooling performance is generally reduced, except ahead of the local region where shock wave interaction with film cooling occurs, in accordance with the growth of the outside angle and tip thickness. In this paper, the CFD simulation is performed using a commercial software, ANSYS Fluent V15.0, and the CFD model is validated by comparing it with the experimental data shown in preceding research.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.34 no.9
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• pp.82-88
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• 2006

In order to effectively reduce thermal loads on regenerative cooled walls, fuel cooling injectors and film cooling devices have often been employed. The present study has established a numerical methodology for prediction of performance and near-wall temperature distribution taking into account the nonuniform mixing due to these additional cooling devices. A correction procedure for main propulsive parameters has also been proposed based on comparison between prediction and experimental data. Under the computational framework of this study, the predicted results were in good agreement with hot-firing test data for a 30 tonf-class full-scale combustor at the design and off-design conditions. As a consequence, the present numerical method is expected to be useful for design and evaluation of regenerative cooled liquid rocket thrust chambers.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.40 no.9
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• pp.745-751
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• 2012

Hybrid rocket shows interesting characteristics of complicated mixing layers developed by interactions between turbulent oxidizer flow and mass flow from surface due to fuel vaporization. In this study, compressible LES with a ring structure attached at the entrance of the combustor are performed. According to one recent report, adding a ring structure in the middle of the combustor helps increasing regression rate. From the numerical results, it is seen that vortex structures near the wall becomes stronger due to the interaction with surface mass injection, and the local heat flux increases due to the vortices. This phenomenon is obviously related to the generation of dimple structures which are seen in the number of experiments. Also, the ring structure at the entrance induces strong vortex flow which enhances heat transfer to the wall surface and mixing between fuel and oxidizer as well as reaction efficiency.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1995.11a
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• pp.87-96
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• 1995

인공위성의 궤도진입에 사용되는 액체추진제 로켓엔진의 개발에서 분사기 설계를 적절히 수정, 보완 할 목적으로 수행된 핵심부품별 유동해석의 내용이 기술되었다. 단일 격자계를 구성하기 어려운 복잡한 형상의 분사기 유동장에 대한 격자계 구성을 용이하게 하고, 3차원의 점성 유동해석을 컴퓨터 기억 용량에 제한없이 수행하기 위한 다중블럭 격자기법이 사용되었다. 분사기의 내부유동은 3차원 비압축성 Navier-Stokes 방정식으로 pseudocompressibility 방법을 이용하여 수치모사되었다. 정상상태의 해는 근사 인자분해에 의한 ADI 기법으로 계산되고, 공간미분항에 대해 nonstaggered 격자계에서 2차 중앙차분을 사용하며 수치해의 안정성을 위해 인공점성항을 추가하였다. 난류계산을 위해 Baldwin- Lomax의 대수적 난류모델에 다수의 벽면효과를 고려하였다. 해석결과는 분사기의 성능에 영향을 미칠 수 있는 유동조건에 따라 분석되었다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.35 no.8
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• pp.714-719
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• 2007

In this paper, we report experimental investigations on measurement of adiabatic wall temperature on a flat 2-D plate of high-speed impinging jet made by circular-shape nozzle at steady state condition using infra-red camera. Experiments have been conducted for the Reynolds number of 187,000 according to the change of nozzle-to-plate distance. Dimensionless number, recovery factor, has been used to represent the measured adiabatic wall temperature. And we compared the result obtained by using infra-red camera with that obtained by using thermocouple.