• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.867-868
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• 2011

LOx/케로신 로켓엔진 연소시 연소실로 전달되는 열전달과 그에 따른 벽온도 변화를 비정상 해석하였다. 막냉각이 없는 경우와 연료 막냉각이 있는 경우를 계산하였으며, 연소실 내측의 대류, 복사는 로켓엔진에 대한 경험식을 이용하였고, 벽 내부의 전도는 2차원 축대칭의 형태로 수치해석 하였다. 본 해석을 통하여 막냉각 냉각효과에 의한 벽면 온도의 시간에 따른 변화, 최대온도 지점의 변화등을 분석하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제6권4호
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• pp.25-35
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• 2002

본 연구에서는 액체로켓의 엔진조건에 부합하는 재생냉각 시스템을 설계하는 방법을 다루었다. 정상상태에서 로켓 추력실에서의 열전달 과정은 연소가스로부터 벽면으로 대류와 복사가 이루어지고, 다시 연소실 벽을 통해 전도된 후 마지막으로 냉각제로 대류열전달 된다. criterial method와 integral method를 이용하여 열전달량을 구하고, 이를 이용하여 냉각채널을 설계하였으며, 러시아 냉각 시스템 설계 코드의 결과와 비교하였다. 복잡한 설계과정을 정형화된 logic을 구현하여 냉각 시스템 설계를 용이하게 하였으며, 설계변수를 변화시켜 얻어진 계산결과를 통하여 각 인자의 영향을 정성적으로 살펴보았다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2011년도 한국우주과학회보 제20권1호
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• pp.23.2-23.2
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• 2011

과학기술위성3호의 주탑재체 Multi-purpose Infra-Red Imaging System(MIRIS)는 한국천문연구원이 개발하고 있는 소형 적외선 우주망원경이다. MIRIS는 적외선 센서의 열잡음을 최소화시키기 위하여 망원경의 온도가 허용범위를 넘지 않도록 설계되었다. 특히 3K의 심우주를 향해 MIRIS의 복사열을 자연 방출하는 Passive cooling은 임무 성공에 영향을 미치는 매우 중요한 과정이다. 이를 검증하고자 NX 7.0(Space Systems Thermal, TMG 탑재)을 사용하여 열 해석을 수행하였다. 각 부품별로 물성과 열광학 특성을 적용하여 전도 및 복사를 통한 열전달 과정을 계산하였고, MIRIS의 궤도 특성을 고려하여 정상상태에서의 망원경 온도를 얻었다. 그 결과 Passive cooling을 통해 MIRIS 망원경이 허용범위 아래로 냉각되는 것을 확인하였다.

• 한국태양에너지학회 논문집
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• 제27권4호
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• pp.137-146
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• 2007

This study is about the passive cooling effects of three outdoor solar shading facilities as trees, pergola with wistaria vine and membrane shading structure, which are expected to provide cool spots in the summer. Field observations of measuring thermal environment of selected facilities is executed. Thermal environment measuring was categorized as short wave radiation, long wave radiation, net radiation, globe temperature, surface temperature measured by infrared camera. Heat transfer mechanism is analyzed with overall data from field measurement. Results from this study are as below; 1) Radiation balance measured on shaded surface under membrane shading structure was 17%($86W/m^2$) of the unshaded surface radiation balance($511W/m^2$). 2) Surface temperature comparison between vegetation and membrane of the shading structure is performed at 3 o'clock in the afternoon. Surface temperature of vegetation was same as air temperature and that of membrane was $5^{\circ}C$ higher than air temperature. Vegetation transpiration is considered as the causing factor which make those differences. 3) Results from this study could be used as fundamental data for reducing heat island phenomena and continuos research on this subject would be needed.

• 한국가스학회지
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• 제2권1호
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• pp.14-22
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• 1998

본 연구에서는 LNG 저장탱크에서 액면화재(pool fire) 발생시 복사열속(radiation flux)의 정량적인 예측과 복사열 피해를 줄이는 방법을 제안하기 위하여 RISC모델을 사용하여 여러 조건에서 복사열속을 계산하였다. 모델 예측결과 LNG 탱크의 액면화재에 의한 복사열 피해에 가장 큰 영향을 미치는 인자는 풍속임을 알 수 있었다. 화염과 피해 대상물사이의 복사피해 정도는 높은 풍속에서 보다 낮은 풍속에서의 풍속변화에 따라 크게 변하였다. 또한 액면화재 발생시 복사열 피해는 탱크 또는 공장 주위에 방풍시설을 함으로써 크게 줄일 수 있음을 알 수 있었다. 방풍시설은 다른 방법들 보다 경제적이기 때문에 냉각시설 및 소방시설과 연계하여 가스 저장탱크 주위에 설치하는 것이 바람직하다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.291-295
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• 2011

복사냉각 방식의 연소기 노즐확장부의 열/구조적인 안정성을 평가하기 위하여 열/구조해석을 수행하였다. 노즐확장부에 적용된 재료는 초내열합금인 니오븀 합금을 사용하였다. 노즐확장부는 확대노즐부에 비하여 팽창비가 크기 때문에 구조물의 사이즈가 연소실이나 확대노즐부에 비하여 상대적으로 크다. 이러한 이유 때문에 노즐확장부의 두께를 최소화 하는 것이 중요하다. 이를 위하여 구조물의 두께를 1.0 mm에서 0.4 mm까지 감소시켜 두께의 변화에 따른 열/구조적인 안정성을 평가하였다. 구조해석결과 0.4 mm 두께의 노즐확장부도 열/구조적으로 안정하게 작동할 수 있음을 보여주었다. 실제 연소기가 작동할 때 발생되는 진동에 의한 영향은 추후에 추가적으로 고려할 예정이다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2009년도 한국우주과학회보 제18권2호
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• pp.45.2-45.2
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• 2009

과학기술위성 3호의 주탑재체인 MIRIS (Multi-purpose InfraRed Imaging System)는 우주관측카메라, 지구관측카메라로 구성되어 있으며, 우주관측카메라는 구경 80mm(f/2)의 광시야 굴절식 광학계로 구성되어 있다. 지상과 우주에서 사용하는 적외선 망원경의 경우 열잡음을 줄이기 위해 광학계과 검출기를 냉각하게 되는데, MIRIS의 경우 공간과 무게를 줄이기 위해 복사 냉각을 위한 passive cooling 방법으로 설계를 하였다. 우주관측 카메라의 광학계를 200K 이하로 냉각하기 위하여, 관측시야 밖에서 입사하는 불필요한 photon 들을 반사시키기 위한 winston cone baffle, 위성체로부터 유입되는 열을 차단하기 위한 30층의 MLI(Multi Layer Insulation), 광학계와 구조물의 지지를 열전달율이 낮은 GFRP(Glass Fiber Reinforced Polymer)로 설계하여 제작하였다. 우주관측 카메라를 열진공 챔버 내부에 설치하고 우주공간과 비슷한 환경을 조성하여 광학계가 200K 이하로 냉각되는 것을 확인 하였으며 그 실험 결과에 대해 논의 하고자 한다.

• 에너지공학
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• 제14권4호
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• pp.232-240
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• 2005

경수 및 중수로 원자로계통에 대한 열수력 안전해석을 위해 개발된 MARS 코드가 고온가스로에 적용될 수 있을지 화인하기 위하여 IAEA TECDOC-1163에서 제시된 고온가스로 원자로공동냉각계통에 대한 Benchmark problem을 평가계산 하였다. HTR-10과 HTTR의 MARS 코드 계산결과는 기 보고된 THERMIX 코드와 THANPACST2 코드의 계산결과 그리고 가용한 실험결과와 비교한 바, 최대 오차범위 $4.5\%$ 정도로 전반적으로 일치하는 것으로 나타났다. 오차의 주요 원인은 복잡한 기하학적 구조를 단순하게 모델링한 부분과 MARS 코드에서 모사하기 어려운 냉각기 , 공기냉각기와 같은 고온가스로. Component에서 발생하였다. 경수형 원자로에서는 중요하게 고려하지 않았던 복사열전달이 고온가스로 원자로공동에서는 붕괴열 제거에 중요한 역할을 수행하는 것으로 나타났다. 결론적으로, 본 연구를 종합하여 볼 때 MARS 코드는 고온가스로 원자로공동냉각계통의 냉각능력을 잘 모사하고 있으며 향후 수소생산용 고온가스로 개발에 있어서 안전해석 코드로서의 역할을 충분히 수행할 수 있을 것으로 판단된다.

• 천문학회보
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• 제35권1호
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• pp.40.2-40.2
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• 2010

MIRIS 우주관측카메라는 과학기술위성 3호의 주탑재체로서 $0.8{\sim}2.0{\mu}m$의 근적외선영역에서 우주배경복사와 우리은하 평면의 Pa-$\alpha$ survey 관측을 목적으로 한다. 이러한 임무를 수행하기 위해 MIRIS 우주관측카메라에는 MCT(HgCdTe) IR 검출기가 사용되고 6개의 필터를 장착할 수 있는 필터휠이 설계되었으며, 열잡음을 줄이고 원하는 SNR을 얻기 위해 모두 100K 이하로 냉각이 요구된다. 효과적인 냉각 및 저온유지를 위해서 외부의 열을 1차적으로 차단하는 Cryostat 외부용기와 100K 이하로 냉각되는 내부 Cold Box의 이중구조를 가지는 Dewar가 설계 되었다. 내부 Cold Box의 냉각은 소형 stirling cooler로 이루어지고 외부의 열 유입량이 Cooler의 냉각용량을 넘지 않도록 설계하였다. Cryostat 외부용기는 radiation cooling으로 냉각되어 200K 이하의 온도를 유지하며 내부 Cold Box로의 열유입을 최소화하기 위해 GFRP(Glass Fiber Reinforced Plastic) 단열 지지대와 MLI(Multi Layer Insulation)가 사용된다. 또한 100K으로 냉각시 필터고정부와 Cold Box 구조에서 일어날 수 있는 구조적인 피로도를 줄이고 열변형에 의한 문제를 방지하기 위한 고려가 설계에 포함되었다. FM(Flight Model)은 고진공 환경의 우주공간에서 문제가 발생하지 않도록 설계되었다. 또한 EQM 진동시험결과를 토대로 발사환경에서 발생하는 강한 진동을 견딜 수 있도록 FEM(Finite Elements Method) 구조해석을 통하여 필터고정부에 flexible structure 설계와 완충제를 추가하고 필터휠 구동부와 harness 고정부 및 cooler 지지부를 비롯한 전체 구조물에서 충분히 진동을 극복할 수 있도록 설계하였다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제9권3호
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• pp.18-25
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• 2004

Multi plume effects on the base heating have been Investigated with a CFD program. As the flight altitude increases, the plume expansion angle increases regardless of the single or clustered engine. The plume interaction of the clustered engine makes a high temperature thermal shear in the center of four plumes. At low altitude, the high temperature shear flow stays in the center of plumes, but it increases up to engine base with the increasing altitude. At high altitude, the flow from plume to base and the flow from base into outer free stream are supersonic, which transfers the high heat in the center of plumes to the base region. The radiative heat of the clustered engine varies from 220 kW/m² to 469 kW/m² with increasing altitude while those of the single engine are 10 kW/m² and 43.7 kW/m². And the base temperature of the clustered engine varies from 985K to 1223K, and those of the single engine are 483K and 726K. This big radiative heat of clustered engine can be explained by the active high temperature base flow and strong plume interactions.