• 한국추진공학회지
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• 제5권4호
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• pp.40-49
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• 2001

우주발사체의 아포지 킥 모타에 대한 기초연구를 수행하였다. AKM은 3단형 과학로켓 KSR-III의 3단으로서 개발되었다. 이 고체 모타는 HTPB 계열의 복합제 추진제, 복합재 모타 케이스와 잠입형 노즐을 갖추었다. 고체모타를 체계요구조건에 맞도록 개발하기 위하여 우선 직경 520mm의 완성형을 설계하고 약 60% 크기의 축소형 모타를 먼저 개발, 시험하였다. 축소형 모타의 개발 시험으로 완성형 모타의 개발 타당성을 입증하였다. 2차에 걸친 완성형 지상연소 시험을 수행하였다.

• 한국음향학회지
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• 제39권4호
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• pp.322-330
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• 2020

본 연구에서는 미국 캘리포니아주 소재 반덴버그 공군기지(Vandenberg Air Force Base)에서 3차례 발사된 Falcon 9의 원거리장 소음에 대해 논하였다. 발사 소음은 3회 모두 롬폭(Lompoc) 도시 인근의 동일 위치에서 측정되었다. 전체 음압레벨(overall sound pressure level)은 3회 모두 유사하지만 기상조건과 관련된 차이점이 발사 초반부에 관찰되었다. 음압레벨 기준 최대 지향성은 약 65°로서 수평 정적 연소시험으로부터 얻어진 결과와 일치하였다. 세번째 발사 소음에 대하여 각 발사 단계에 따른 파형 및 스펙트럼을 분석하였다. 1단 엔진 추진 구간에서 소음의 대역폭은 시간에 따라 감소하였으나 그 크기는 모든 주파수에 걸쳐 주변 소음레벨을 상회하였다. 또한, 발사 후반부 데이터에서 관찰되는 특이 경향은 1단 엔진 정지 및 2단 로켓 점화와 연관이 있는 것으로 추정되었다.

• 해양환경안전학회지
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• 제25권7호
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• pp.953-960
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• 2019

밀러 사이클은 흡입밸브 닫힘 시기 조정을 통해 압축비를 줄임으로써 NOx의 저감과 연료소비율 개선이 동시에 가능하다는 점(밀러 효과)에서 디젤엔진에 매우 활발하게 채택되어지고 있다. 밀러 사이클은 흡입 밸브를 BDC 이전에 닫는 Early 밀러 방식과 BDC 이후에 닫는 Late 밀러 방식으로 나눌 수 있다. 저속에서는 체적효율의 증가를 꾀할 수 있는 Late Miller가 유리한 반면, 중속, 고속에서는 IVC 이후 BDC 까지의 피스톤 하강 과정의 흡기의 팽창에 따른 내부 온도 감소 효과 높은 Early 밀러가 유리하다. 따라서 Early 밀러와 Late 밀러의 효과를 고려하여 운전 조건에 적합한 밀러 구현 방법을 채택할 필요가 있다. 본 연구에서는 4행정 엔진을 대상으로 2단 과급 시스템의 적용하고 흡·배기 밸브 오버랩(valve overlap)의 감소를 통해 밀러 효과를 강화하는 과정과 밸브 조정 기구를 통한 밸브 조건의 변화가 밀러 효과에 미치는 영향을 고찰하였다. 결과적으로 2단과급과 밀러사이클, 밸브 오버랩 감소와 흡입밸브 리프트 증가를 통해 연료소 비율과 최고연소온도 감소의 효과를 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.93-98
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• 2007

스크램제트의 연소실 내부로 유입되는 공기의 속도는 초음속으로 체류 시간은 수 ms로 매우 짧다. 이 짧은 시간 안에 연료분사, 공기-연료 혼합, 연소과정이 모두 이루어져야 한다. 공기와 연료의 혼합을 증대하는 방법은 여러 가지가 제시되었다. 이중 자유류 마하수 2.5의 단일 수직 분사 방법에서의 Cavity를 이용한 혼합 특성올 알아보기 위해 수치해석을 수행하였다. 사용된 코드는 동일조건의 실험결과와 비교하여 검증하였고 이를 통해 Cavity의 크기에 의한 혼합증대를 확인할 수 있었다.

• 한국자동차공학회논문집
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• 제14권5호
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• pp.32-38
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• 2006

Currently, due to the serious world-wide air pollution by substances emitted from vehicles, emission control is enforced more firmly and it is expected that the regulation requirements for emission will become more severe. A new concept combustion technology that can reduce the NOx and PM in relation to combustion is urgently required. Due to such social requirement, technologically advanced countries are making efforts to develop an environment-friendly vehicle engine at the nation-wide level in order to respond to the reinforced emission control. As a core combustion technology among new combustion technologies for the next generation engine, the homogenous charge compression ignition(HCCI) is expanding its application range by adopting multiple combustion mode, catalyst, direct fuel injection and partially premixed combustion. This study used a 2-staged injection method in order to apply the HCCI combustion method without significantly altering engine specifications in the aspect of multiple combustion mode and practicality by referring to the results of studies on the HCCI engine. In addition, this study confirmed the possibility of securing optimum fuel economy emission reduction in the IMEP 8bar range(which could not be achieved with existing partially premixed combustion) through forced charging, exhaust gas recirculation(EGR), compression ratio change and application of DOC catalyst.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.148.1-148.1
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• 2012

로켓 혹은 우주발사체의 주엔진에는 대부분 연료와 산화제를 연소시켜 나오는 에너지를 사용하는 화학로켓이 주종을 이루어 왔다. 이러한 로켓엔진에서 그동안 연료로는 수소계, 탄화수소계, 아민계 등 다양한 화학물질이 사용되어 왔으나, 산화제로는 강한 산화성을 나타내면서 밀도가 높은 몇몇 물질만이 제한적으로 사용되어져 왔으며, 최근에는 주로 액체산소(LOx)와 사산화질소(N2O4)가 사용되고 있다. 그러나 산화제 중 액체산소는 극저온이면서 상대적으로 밀도가 낮고, 사산화질소는 강한 독성을 지니고 있으며 액체로 존재하는 구간이 좁아 연구 목적의 소형발사체를 구현하는 것에는 많은 어려움이 있다. 이러한 이유로 최근 소형발사체 개발분야에서는 상온저장성이면서 친환경적인 과산화수소(H2O2)와 아산화질소(N2O)를 산화제로 활용하는 것에 대한 관심이 고조되고 있으나, 대형 추진기관을 개발하는 연구자들로부터는 액체산소를 사용할 때 보다 엔진 자체의 비추력이 상대적으로 낮다는 이유로 활용이 외면되어 온 것이 사실이다. 본 연구에서는 엔진 자체의 추진성능 보다는 사실상 발사체의 목적이라고 할 수 있는 추진단 속도증분을 성능의 지표로 삼아 평가하였으며, 결과를 통하여 과산화수소와 아산화질소의 높은 밀도가 엔진의 낮은 비추력을 충분히 보상할 수 있음을 보였다. 과산화수소와 아산화질소는 교육/연구용 소형발사체 구성에 충분히 활용가능한 산화제이며, 실제 발사에서 충분한 비행성능을 기대할 수 있는 물질로 평가할 수 있다.

• 한국분무공학회지
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• 제22권2호
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• pp.80-86
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• 2017

The soot formation characteristics of various alkane-based single fuel droplets were studied in this work. Also, This study was performed to provide the database of the soot behavior and formation of alkane-based single fuel droplet. The experimental conditions were set to 1.0 atm of ambient pressure ($P_{amb}$), 21% of oxygen concentration ($O_2$) and 79% of nitrogen concentration ($N_2$). Combustion and soot formation of single fuel droplet was visualized by visualization system with high speed camera. At the same time, ambient pressure, oxygen concentration and nitrogen concentration were maintained by ambient condition control system. Soot formation characteristics was analyzed and compared on the basis of intensity ratio ($I/I_0$) of background image. The results of toluene fuel droplet showed the largest soot generation. Soot volume fraction ($f_v$) was almost the same under the identical fuel types regardless of various initial droplet diameter ($d_0$) since thermophoretic flux was not much changed under the same ambient conditions.

• 항공우주기술
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• 제7권1호
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• pp.202-209
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• 2008

KSLV-1 2단 Kick Motor 노즐은 연소 동안 고온 고압의 환경에 노출된다 이러한 고압 환경에서 노즐부의 안전성검토를 위하여 KM 노즐 수압시험을 수행하였다. KM 수압시험 [1]과 다른 점은 실물형 잡입부 내열재가 사용되었으며 목부 내열재도 실물형과 유사하게 제작되어 조립되었다. 수압시험은 MEOP (975 psi, GT#2 기준)의 40% 예비시험, 120% 수압시험 2회 반복 및 153% 수압시험을 수행하였다.

• 조명전기설비학회논문지
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• 제22권1호
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• pp.95-103
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• 2008

제안한 유도가열 시스템은 증류탑 장치에 사용되는 특수충진체에 의한 열교환기술과 IH(Induction-Heating) 전자유도가열용의 특수한 고주파 전력회로 기술을 응용한 차세대 가열방식이다. 특히 일체의 연소과정이 없다는 점에서 작업환경의 개선이 가능하며 본 기술은 IGBT대응의 고주파 인버터를 사용하여 상용교류로부터 수[kHz]의 고주파교류(HFAC)를 발생시킬 수 있다. 본 논문에서는 1.5[kW]급 하프-브릿지 공진형 인버터 시스템과 공진부하의 동작해석, 특성분석 및 본 시스템을 이용한 2단 가열 과열증기 발생장치의 개발과 시스템의 응용에 대해 논하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권2호
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• pp.55-64
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• 2015

본 연구에서는 75톤급 추진기관 시험설비 화염유도로 설계안에 대한 열적 안전성 및 연소가스의 안전한 배출을 평가하기 위하여 3차원 화염냉각해석을 수행하였다. 화염과 냉각수 간의 열전달 및 상변화 과정을 모사하기 위하여 Mixture 다상모델을 적용하였으며, 단일 화학종 비반응 플룸모델을 이용한 화염냉각해석을 수행하였다. 본 해석결과를 통하여 냉각수 유량에 따른 화염유도로 벽면에서의 최고 온도값을 예측하였으며, 또한 콘크리트 내화온도에 해당하는 최소 냉각수 유량을 도출하였다.