• Corrosion Science and Technology
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• 제21권5호
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• pp.327-339
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• 2022

The water-jet technique started by Bridgman can cut metal and alloys without harmful gas and fume. However, while this technique is convenient to cut metals and alloys, in the case of coated pipe, water jet induces the degradation of coatings on the pipes, and may facilitate structural failure, leakage, and loss of products. While there are many reports on the effect of water jet on cut metals and the damage of metallic materials, research on the effect of water impingement on the epoxy coatings has been little studied. In this work, we therefore control the velocity of water jet, distance between nozzle and specimen, and water temperature, and discuss the effect of water impingement on the epoxy coatings. Increasing water velocity and water temperature and reducing nozzle distance increased the degradation rates of three epoxy coatings were increased. Among three test parameters - water velocity, nozzle distance and water temperature, water temperature was relatively effective to increase the degradation rate of epoxy coatings.

• 한국정밀공학회지
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• 제12권3호
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• pp.15-22
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• 1995

This paper presents the effects of assistant gas pressure on laser cutting. To investigate the effects of assistant gas pressure, pressure measuring system was constructed with good handling and precision at low price. The measured results discussed compare with that of laser cutting of STS304. The assistant gas pressure varied with the variation of distance between nozzle and workpiece. The peak pressure existed at some distance and could be known by using the deviced pressure measuring system. The higher assistant gas pressure helps to remove the dross and the exothermic energy out of the material. The quantity of dross beneath the workpiece decreases and the kerf width narrows at measured peak pressure.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권6호
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• pp.64-70
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• 2005

본 논문에서는 충돌형 분사기를 장착한 연료 과잉 가스발생기에서 수행한 설계점 및 탈설계점 연소시험의 전반적인 결과에 대하여 논하였다. 가스발생기는 충돌형 분사기와 추진제 공급 메니폴드로 구성된 분사기 헤드, 물냉각 채널을 가진 연소실, 혼합을 증가시키는 turbulence ring, 온도 및 압력을 측정하는 링, 그리고 노즐로 구성되었다. 여러 운영조건에서 연소시험은 성공적이었으며 가스발생기 손상은 발생하지 않았다. 체류시간 4～6msec 정도에는 출구온도변화가 거의 없었지만 압력변동에 따라 출구온도는 변하였다. 측정되는 압력, 유량 그리고 노즐목 크기로 계산한 연소효율는 출구에서 측정한 온도의 제곱근에 비례하는 관계식을 저 혼합비 가스발생기에서도 갖고 있었다. 가스발생기의 O/F 비 변화에 가장 민감하게 출구온도가 변화하였으며 이에 대한 관계식을 도출하여 향후 설계 기초 자료로 활용되게 하였다.

• Korean Chemical Engineering Research
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• 제47권3호
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• pp.355-361
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• 2009

선택적 고체순환을 위한 2탑 유동층 공정에서 고체분리기에 의한 고체분리속도에 미치는 조업변수들의 영향을 측정 및 고찰하였다. 본 연구에서 개발한 고체분리기를 이용하여 굵은입자(212~300 또는 $425{\sim}600{\mu}m$)와 고운입자($63{\sim}106{\mu}m$)의 분리가 가능하였으며 고체분리속도는 66~987 g/min의 범위를 나타내었다. 고체분리속도는 고체분사노즐의 유속, 고체층 높이, 고체분사노즐의 직경, 고운입자와 굵은입자의 입자크기 차이, 고체분리기 금속망 간극크기 및 혼합입자 중 고운입자의 무게분율이 증가함에 따라 증가하였으며 유동화 속도의 영향은 크지 않았다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1068-1071
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• 2017

3단 터빈배기부 구성은 터빈 플랜지, 열교환기, 배기덕트와 추력노즐로 이루어진다. 냉가스 가압 방식에 비하여 열교환기 가압 방식을 사용함으로서 추진제탱크 가압을 위한 헬륨가스 자체 무게와 저장 탱크 무게가 감소하는 장점이 있기 때문에 발사체에 열교환기를 사용한다. 가스발생기는 추진제 연료과농 조건에서 연소가 이루어지며, 연소가스 중에 그을음이 많이 포함되어 있기 때문에 열교환 효율이 감소하는 것을 고려하여 열교환기를 설계해야 한다. 본 논문에서는 터빈배기부 구성품 배치, 열교환기 내부 구조 및 제작성을 고려한 설계기법, 기 설계된 노즐 설계를 바탕으로 3단 터빈배기부 재 노즐 설계 형상에 대한 장점을 기술하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권9호
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• pp.629-641
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• 2019

고온, 고압의 연소가스에 의해 유입되는 많은 열을 효과적으로 차단하여 고체 로켓 노즐의 공력형상을 최대한 유지하면서 구조물의 온도 상승을 일정수준 이하로 제한하기 위해 연소가스와 접하는 위치에 내삭마성이 우수한 C/C 복합재 등의 내열재를, 그 배면에는 열확산계수가 낮은 단열재를 적용한다. 내산화성이 우수한 SiC/SiC 복합재는 가스터빈 엔진에 적용되고 있으며, 경량화와 내열성 향상으로 인해 엔진 성능 증가에 기여하고 있다. 극초음속으로 비행하는 스크램제트는 흡입 공기 온도가 매우 높아서 흡열 연료를 냉각제로 사용하는 C/SiC 구조물 개발 연구가 수행되고 있다. 본 논문에서는 고체 로켓 노즐, 가스터빈 엔진 및 램제트/스크램제트 추진기관에 사용되는 다양한 내열 복합재의 특성, 적용사례 및 개발 동향을 고찰하였다.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제17권6호
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• pp.52-58
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• 2014

In the present work, design optimization of film-cooling hole array on the pressure side of high pressure turbine nozzle was conducted. There are four rows of fan-shaped film cooling holes on the nozzle pressure side surface and each row has a straight array of holes in the spanwise direction for baseline model. For design optimization, hole distributions in streamwise and spanwise directions for three rows of holes except first row are parameterized as a 2nd-order shape function. Three-dimensional compressible RANS equations are used for flow and thermal analysis around the nozzle surface and optimization technique using Design of Experiment, Kriging surrogate model and Genetic Algorithm is used. The results shows that averaged adiabatic wall temperature at the whole nozzle surface decreases about 2.7% and averaged film cooling effectiveness at the pressure side of nozzle increased about 8.2%.

• 대한기계학회논문집B
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• 제25권12호
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• pp.1702-1710
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• 2001

Supersonic coaxial jets are investigated numerically by using the axisymmetric, Wavier-Stokes equations which are solved using a fully implicit finite volume method. Three different kinds of coaxial nozzles are employed to understand the flow physics involved in the supersonic coaxial jets. Two convergent-divergent supersonic nozzles are designed to have the same Mach number 2.0, and used to compare the coaxial jet flows with those discharging from one constant-area nozzle. The impingement angle of the annular jets are varied. The primary pressure ratio is changed in the range from 2.0 to 10.0 and the assistant jet ratio from 1.0 to 3.0. The results obtained show that the fluctuations of the total pressure and Mach number along the jet axis are much higher in the constant-area nozzle than those in the convergent-divergent nozzles, and the constant-area nozzle lead to higher total pressure losses, compared with the convergent-divergent nozzles. The assistant jets from the annular nozzle affect the coaxial jet flows within the distance less than about ten times the nozzle throat diameter, but beyond it the coaxial jet is conical with self-similar velocity profiles. Increasing both the primary jet pressure ratio and the assistant jet pressure ratio produces a longer coaxial jet core.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제10권6호
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• pp.32-37
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• 2007

Aerodynamic forces and moments have been used to control rocket propelled vehicles. If control is required at very low speed, Those systems only provide a limited capability because aerodynamic control force is proportional to the air density and low dynamic pressure. But thrust vector control(TVC) can overcome the disadvantages. TVC is the method which generates the side force and roll moment by controlling exhausted gas directly in a rocket nozzle. TVC is classified by mechanical and fluid dynamic methods. Mechanical methods can change the flow direction by several objects installed in a rocket nozzle exhaust such as tapered ramp tabs and jet vane. Fluid dynamic methods control the flight direction with the injection of secondary gaseous flows into the rocket nozzle. The tapered ramp tabs of mechanical methods are used in this paper. They installed at the rear in the rocket nozzle could be freely moved along axial and radial direction on the mounting ring to provide the mass flow rate which is injected from the rocket nozzle. In this paper, the conceptual design and the study on the tapered ramp tabs of the thurst vector control has been carried out using the supersonic cold flow system and schlieren system. This paper provides the thrust spoilage, three directional forces and moments and distribution of surface pressure on the region enclosed by the tapered ramp tabs.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.617-621
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• 2004

Miniaturization of subsystems including propulsion systems is recent trends in spacecraft technology. Small space vehicle propulsion is not only a technological challenge of a scaling system down, but also a combination of fundamental flow/combustion constraints. In this paper, physical constraints of micronozzle for cold gas micro-thruster are reviewed and discussed. Method to measure small thrust are also described.