• 한국전산유체공학회지
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• 제15권1호
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• pp.17-23
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• 2010

Performance improvements of the heat recovery steam generator(HRSG) can be achieved by improving the flow distribution of exhaust gases for a various type of different equipments. A number of design parameters are systematically investigated and their effects on an index of velocity deviation established. The parameters include the three shape of the transition duct and the wide range of the guide vane angles. The numerical results clearly reveal feature of the flow pattern in the transition duct, velocity deviation and pressure drop at tube bank part.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.81-84
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• 2010

본 연구에서는 과산화수소와 케로신을 추진제로 사용하는 로켓 엔진의 혼합비에 따른 연소특성을 파악하기 위해 동축 스월형의 단일 인젝터 로켓엔진을 설계 및 제작하여 연소실험을 수행하였다. 수류실험을 통해 설계/제작된 단일 인젝터의 분무 성능을 검증하였으며, 연소 시험은 혼합비에 따른 연소성능을 특성배기속도로 평가하였다. 연소 시험은 다양한 혼합비에서 성공적으로 수행되었으며, 설계점에서의 연소 효율이 약 95% 이상이었으며 연소실 압력 섭동도 매우 작은 것으로 확인되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.134-137
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• 2009

본 연구에서는 친환경 추진제인 고농도 과산화수소와 케로신을 사용하는 저추력 이원추진제 로켓 엔진의 O/F ratio에 따른 연소 성능 특성을 파악하였다. 연소시험에 사용된 엔진은 6개의 동축 스월 인젝터로 구성된 멀티 인젝터와 연소실, 노즐로 구성되어있으며, 촉매 점화 방식을 사용하였다. 연소 시험은 O/F ratio 3.8에서 11.0까지 변화시켜가며 수행하였다. 연소 시험 결과를 이용하여 특성 속도($C^*$)와 압력 섭동 값을 계산한 결과, 연소 효율은 O/F ratio 5~6 구간에서 가장 좋았으며 모든 구간에서 연소실 압력대비 압력 섭동 값이 5% 미만으로 안정적임을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.129-132
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• 2012

본 연구에서는 과산화수소와 케로신을 추진제로 사용하는 동축 스월형 다중 인젝터 로켓 엔진의 혼합비에 따른 연소 특성을 확인하기 위하여 설계 혼합비인 7.6을 기준으로 6.0~9.0까지 변화시켜가며 연소 실험을 수행하였다. 연소성능은 특성배기속도와 압력 섭동 값을 계산하여 평가하였다. 설계점 연소 실험을 포함하여 총 6번의 연소 실험을 수행하였고, 실험 결과 90%이상의 연소 효율을 보였으며, 압력 섭동 값은 1% 이내로 매우 안정적인 것으로 확인되었다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제37권3호
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• pp.275-283
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• 2013

차세대 로켓 엔진의 추진제중 하나로 부각되어지고 있는 메탄 엔진의 연소 특성을 파악하기 위하여 가스메탄과 액체산소를 추진제로 사용하는 로켓 엔진의 인젝터를 설계/제작 하였다. 동축 스월/전단형 인젝터를 채택하여 제작하였으며, 상용 해석 프로그램인 Fluent를 사용하여 유동해석을 수행한 결과를 바탕으로 인젝터의 주요 변수들을 선정하였다. 제작된 인젝터는 수류실험을 통하여 미립화와 분무특성을 파악하였고, 설계점에서의 연소실험을 수행하여 점화 및 연소 안정성을 확인하였다. 또한, 혼합비(O/F ratio)를 변화시켜가며 연소 실험을 수행하여 특성 속도($C^*$)와 연소실 압력 섭동 값을 이용하여 연소 특성 및 안정성을 평가하였다. 실험 결과 모든 혼합비 영역에서 평균적으로 90% 이상의 높은 연소 효율을 보였고, 압력 섭동 값이 2% 미만으로 연소안정성을 확인하였다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제1권3호
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• pp.273-289
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• 2014

Accuracy of a reconstruction technique assuming a constant characteristic exhaust velocity ($c^*$) efficiency for reducing hybrid rocket firing test data was examined experimentally. To avoid the difficulty arising from a number of complex chemical equilibrium calculations, a simple approximate expression of theoretical $c^*$ as a function of the oxidizer to fuel ratio (${\xi}$) and the chamber pressure was developed. A series of static firing tests with the same test conditions except burning duration revealed that the error in the calculated fuel consumption decreases with increasing firing duration, showing that the error mainly comes from the ignition and shutdown transients. The present reconstruction technique obtains ${\xi}$ by solving an equation between theoretical and experimental $c^*$ values. A difficulty arises when multiple solutions of ${\xi}$ exists. In the PMMA-LOX combination, a ${\xi}$ range of 0.6 to 1.0 corresponds to this case. The definition of $c^*$ efficiency necessary to be used in this reconstruction technique is different from a $c^*$ efficiency obtained by a general method. Because the $c^*$ efficiency obtained by average chamber pressure and ${\xi}$ includes the $c^*$ loss due to the ${\xi}$ shift, it can be below unity even when the combustion gas keeps complete mixing and chemical equilibrium during the entire period of a firing. Therefore, the $c^*$ efficiency obtained in the present reconstruction technique is superior to the $c^*$ efficiency obtained by the general method to evaluate the degree of completion of the mixing and chemical reaction in the combustion chamber.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권2호
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• pp.270-278
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• 2017

This paper describes development procedure and verification test results of a bi-propellant thruster using hydrogen peroxide and kerosene. The design thrust of the thruster is about 500 N and six swirl type coaxial injectors were used. The passage type manifolds were employed for the injector head to reduce the response time. The passage was designed to minimize stagnation points and recirculation region to ensure uniform flow distribution and sufficient cooling performance through flow analysis using Fluent. A catalytic igniter using hydrogen peroxide was installed at the center of the injector head. The propellant feeding and spray characteristics were confirmed by hydraulic tests. Combustion tests were performed on design and off-design points to analyze combustion characteristics under various mixture ratio conditions. The combustion test results show that combustion efficiency was over 95 % and chamber pressure fluctuation were less than 1.5 % under all test conditions.