• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.91-93
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• 2003

A comprehensive numerical study is carried out to investigate for the understanding of the flow evolution and flame development in a supersonic combustor with normal injection of ncumally injecting hydrogen in airsupersonic flows. The formulation treats the complete conservation equations of mass, momentum, energy, and species concentration for a multi-component chemically reacting system. For the numerical simulation of supersonic combustion, multi-species Navier-Stokes equations and detailed chemistry of H2-Air is considered. It also accommodates a finite-rate chemical kinetics mechanism of hydrogen-air combustion GRI-Mech. 2.11[1], which consists of nine species and twenty-five reaction steps. Turbulence closure is achieved by means of a k-two-equation model (2). The governing equations are spatially discretized using a finite-volume approach, and temporally integrated by means of a second-order accurate implicit scheme (3-5).The supersonic combustor consists of a flat channel of 10 cm height and a fuel-injection slit of 0.1 cm width located at 10 cm downstream of the inlet. A cavity of 5 cm height and 20 cm width is installed at 15 cm downstream of the injection slit. A total of 936160 grids are used for the main-combustor flow passage, and 159161 grids for the cavity. The grids are clustered in the flow direction near the fuel injector and cavity, as well as in the vertical direction near the bottom wall. The no-slip and adiabatic conditions are assumed throughout the entire wall boundary. As a specific example, the inflow Mach number is assumed to be 3, and the temperature and pressure are 600 K and 0.1 MPa, respectively. Gaseous hydrogen at a temperature of 151.5 K is injected normal to the wall from a choked injector.A series of calculations were carried out by varying the fuel injection pressure from 0.5 to 1.5MPa. This amounts to changing the fuel mass flow rate or the overall equivalence ratio for different operating regimes. Figure 1 shows the instantaneous temperature fields in the supersonic combustor at four different conditions. The dark blue region represents the hot burned gases. At the fuel injection pressure of 0.5 MPa, the flame is stably anchored, but the flow field exhibits a high-amplitude oscillation. At the fuel injection pressure of 1.0 MPa, the Mach reflection occurs ahead of the injector. The interaction between the incoming air and the injection flow becomes much more complex, and the fuel/air mixing is strongly enhanced. The Mach reflection oscillates and results in a strong fluctuation in the combustor wall pressure. At the fuel injection pressure of 1.5MPa, the flow inside the combustor becomes nearly choked and the Mach reflection is displaced forward. The leading shock wave moves slowly toward the inlet, and eventually causes the combustor-upstart due to the thermal choking. The cavity appears to play a secondary role in driving the flow unsteadiness, in spite of its influence on the fuel/air mixing and flame evolution. Further investigation is necessary on this issue. The present study features detailed resolution of the flow and flame dynamics in the combustor, which was not typically available in most of the previous works. In particular, the oscillatory flow characteristics are captured at a scale sufficient to identify the underlying physical mechanisms. Much of the flow unsteadiness is not related to the cavity, but rather to the intrinsic unsteadiness in the flowfield, as also shown experimentally by Ben-Yakar et al. [6], The interactions between the unsteady flow and flame evolution may cause a large excursion of flow oscillation. The work appears to be the first of its kind in the numerical study of combustion oscillations in a supersonic combustor, although a similar phenomenon was previously reported experimentally. A more comprehensive discussion will be given in the final paper presented at the colloquium.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.1-1
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• 2005

Japan Aerospace Exploration Agency(JAXA) has been conducting research and development of the Scramjet engines and their derivative combined cycle engines as hypersonic propulsion system for space access. Its history will be introduced first, and its recent advances, focusing on the engine performance progress, will follow. Finally, future plans for a flight test of scramjet and ground test of combined cycle engine will be introduced. Two types of test facilities for testing those hypersonic engines. namely, the 'Ramjet Engine Test Facility (RJTF)' and the 'High Enthalpy Shock Tunnel (HIEST)' were designed and fabricated during 1988 through 1996. These facilities can test engines under simulated flight Mach numbers up to 8 for the former, whereas beyond 8 for the latter, respectively. Several types of hydrogen-fueled scramjet engines have been designed, fabricated and tested under flight conditions of Mach 4, 6 and 8 in the RJTF since 1996. Initial test results showed that the thrust was insufficient because of occurrence of flow separation caused by combustion in the engines. These difficulty was later eliminated by boundary-layer bleeding and staged fuel injection. Their results were compared with theory to quantify achieved engine performances. The performances with regards to combustion, net thrust are discussed. We have reached the stage where positive net thrust can be attained for all the test coditions. Results of these engine tests will be discussed. We are also intensively attempting the improvement of thrust performance at high speed condition of Mach 8 to 15 in High Enthalpy Shock Tunnel (HIEST). Critical issues for this purposemay be air/fuel mixing enhancement, and temperature control of combustion gas to avoid thermal dissociation. To overcome these issues we developed the Hypermixier engine which applies stream-wise vortices for mixing enhancement, and the M12-engines which optimizes combustor entrance temperature. Moreover, we are going to conduct the flight experiment of the Hypermixer engine by utilizing flight test infrastructure (HyShot) provided by the University of Queensland in fall of 2005 for comparison with the HIEST result. The plan of the flight experiment is also presented.

• 대한금속재료학회지
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• 제50권9호
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• pp.659-667
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• 2012

Alloy 617 is a Ni-base superalloy and a candidate material for the intermediate heat exchanger (IHX) of a very high temperature gas reactor (VHTR) which is one of the next generation nuclear reactors under development. The high operating temperature of VHTR enables various applications such as mass production of hydrogen with high energy efficiency. Alloy 617 has good creep resistance and phase stability at high temperatures in an air environment. However, it was reported that the mechanical properties decreased at a high temperature in an impure helium environment. In this study, high-temperature corrosion tests were carried out at $850^{\circ}C-950^{\circ}C$ in a helium environment containing the impurity gases $H_2$, CO, and $CH_4$, in order to examine the corrosion behavior of Alloy 617. Until 250 h, Alloy 617 specimens showed a parabolic oxidation behavior at all temperatures. The activation energy for oxidation in helium environment was 154 kJ/mol. The SEM and EDS results elucidated a Cr-rich surface oxide layer, Al-rich internal oxides and depletion of grain boundary carbides. The thickness and depths of degraded layers also showed a parabolic relationship with time. A normal grain growth was observed in the Cr-rich surface oxide layer. When corrosion tests were conducted in a pure helium environment, the oxidation was suppressed drastically. It was elucidated that minor impurity gases in the helium would have detrimental effects on the high-temperature corrosion behavior of Alloy 617 for the VHTR application.

• 한국축산시설환경학회지
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• 제14권1호
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• pp.15-22
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• 2008

본 연구는 효소복합체 처리가 양돈분뇨의 액비화 과정의 악취제어 가능성을 조사하기 위하여 액비저장 탱크에 4주간 저장하면서 효소복합체 처리, 폭기 처리, 효소와 폭기 동시 처리 및 대조구로 나누어 비교하였다. 또한 효소복합체를 돈사에 살포하여 돈사내 공기의 질과 양돈장 부지경계선에서의 복합악취농도를 조사하였는데, 그 결과를 요약하면 다음과 같다. 효소복합체와 폭기 처리는 양돈분뇨의 액비화 과정의 암모니아와 황화수소 농도에 영향을 미치는 것으로 조사되었으며, 암모니아와 황화수소 농도는 4주간의 액비화 과정 동안 지속적으로 감소되었다. 효소복합체의 일정 수준 처리는 양돈분뇨 액비화 과정의 악취저감을 위한 효율적인 수단이 될 수 있을 것으로 판단된다. 효소복합체와 폭기 처리는 양돈분뇨의 액비화 과정의 총질소, 총인 및 암모니아성 질소 농도에 영향을 미치는 것으로 조사되었으며, 효소복합체 처리는 양돈분뇨 액비의 품질 유지와 악취저감을 위한 하나의 기술적 대안으로 충분한 것으로 보인다. 효소복합체 살포는 돈사내 공기의 질을 개선하고 양돈장의 부지경계선에서의 복합악취 저감에도 효과적으로 작용하는 것으로 나타났다. 이상의 결과를 요약하면, 효소복합체 처리는 양돈분뇨 액비화 과정의 악취제어와 고품질 액비제조 가능성이 인정되며, 돈사 내부 및 양돈장 환경개선과 악취저감 효과가 있는 것으로 판단된다.

• 한국축산시설환경학회지
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• 제11권1호
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• pp.45-54
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• 2005

본 연구는 대규모, 중규모, 소규모 양돈장을 선정 각 성장단계별 돈사내 및 부지경계선에서 악취물질 발생 농도에 대한 1차적인 기초 자료를 얻고자 수행하였다. 조사한 돈사의 형태는 무창돈사, 개방돈사이며 분뇨처리는 슬러리, 톱밥돈사 등으로 구성되어 있었다. 돈사 내에서 악취물질 발생 농도를 조사한 결과 성장단계, 사육규모에 관계없이 암모니아:0.9${\~}$21.0ppm으로 가장 높았고, 그 다음 황화수소:51.9${\~}$6,712.4ppb, 메틸머캅탄:N. D.${\~}$12.9ppb, 다이메틸설파이드:N. D.${\~}$5.2ppb, 다이메틸다이설 파이드:N. D.${\~}$2.6ppb 순으로 악취물질 발생 농도가 낮은 것으로 나타났다. 부지경계의 악취물질 농도는 돈사시설에서 풍하 방향을 고려하여 20m 외곽에서 실시하였다. 조사 당시 풍속은 0.23${\~}$0.73m/s 이었다. 악취물질 발생 농도 범위는 암모니아 0.2${\~}$4.5ppm, 황화수소 0.0l${\~}$0.06ppb, 메틸머캅탄 N. D.${\~}$0.009ppb, 다이메틸다이설파이드 N. D.${\~}$0.002ppb가 측정되었다. 악취물질별로 돈사 내 및 부지경계 기준악취물질 발생농도를 비교한 결과 악취물질 발생농도는 다이메틸설파이드 가장 낮게 검출되었으며 그 다음 황화수소, 암모니아, 메틸머캅탄, 다이메틸다이설파이드 순으로 검출되었다. 금후 돈사 내 악취물질 발생 및 그 원인에 대하여는 돈사 내$\cdot$외 환경 여건 변화에 따라 다양하므로 좀더 많은 연구가 필요한 것으로 판단된다.

• 전기화학회지
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• 제4권2호
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• pp.58-64
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• 2001

기체/전해질/LSM $(La_{0.85}Sr_{0.15}MnO_3)$ 공기극이 만나는 삼상계면 (triple phase boundary) 주위에 YSZ ($8mol\%$ yttria stabilized zirconia) 코팅막 (coating film) 을 형성하여 추가로 삼상계면을 크게 늘린 새로운 전극 미세구조를 갖는 복합 공기극 (composite cathode) 을 개발하였다. 이 복합 공기극을 전해질 두께가 약 $30{\mu}m$인 연료극 (anode)v 지지체 위에 형성하여 $700\~800{\circ}C$의 온도에서 전류전압 특성 및 교류 임피던스 분석을 실시하였다. $800^{\circ}$, 공기 및 수소 조건에서 교류 임피던스 분석 결과 1000Hz주파수 영역을 대변하는 저항성분 R1은 연료극 분극 저항에 해당하였고 100Hz주파수 영역의 저항성분 R2는 공기극 분극 저항 성분, 그리고 10Hz이하 영역의 저항성분 R3는 전극을 통한 기체확산 저항성분으로 특히, 작동 조건인 공기 및 수소 분위기에서는 연료극 쪽 반응기체에 의한 기체확산 저항 성분임을 알 수 있었다. 전지성능 측정 결과 이 복합 공기극을 장착한 전지는 $800^{\circ}C$, 공기 및 산소 조건에서 각각 $0.55W/cm^2$ $1W/cm^2$의 높은 전지성능을 나타내었다. 전류전압 곡선은 기울기가 다른 두 구간으로 구분되었으며, 낮은 전류밀도 하에서 보이는 급격한 전압감소 구간은 공기극 분극저항이 주된 성능 저하의 원인인 반면, 높은 전류밀도 하에서 나타나는 완만한 전압 감소 구간은 전해질에 관련된 분극저항이 주된 성능 저하의 원인이었다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제41권10호
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• pp.649-657
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• 2017

고압의 파이프 파단 시 파이프 내에 있던 유체가 고속으로 대기로 분출될 때 압축성유동을 동반하는 초음속제트가 발생한다. 이러한 초음속제트는 일반적으로 복잡한 비정상거동을 보여줄 수 있다. 본 연구는 이러한 고압파이프에서 분출되는 초음속제트에 의해 생성되는 압축성유동을 고찰하기 위하여 전산유체역학 해석이 수행되었다. 분출기체의 종류 및 파이프직경 변화에 따른 비정상유동 특성을 해석하기 위해 SST $k-{\omega}$ 난류모델이 채택되었다. 전산해석 시 기본 경계조건은 파이프직경 10 cm, 제트 압력비 5, 기체온도 300 K로 가정하였다. 그 해석결과로 초음속제트로 인해 생성되는 충격파의 거동이 관찰되었고, 간접적인 영향으로 폭풍파도 발생됨을 알 수 있었다. 기체의 분자량이 가장 작은 $H_2$의 압력파 특성은 안전영역까지의 거리가 가장 짧았으며, 분자량이 비슷한 $N_2$, 공기 및 $O_2$는 큰 차이가 없었다. 또한 파이프직경이 커져 제트에 의한 영향범위도 더욱 증대됨을 알 수 있었다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제17권7호
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• pp.510-517
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• 2016

고압을 사용하는 초음속 제트기술은 작동유체와 관련하여 다양한 형태의 산업 및 공학응용분야에 널리 이용되고 있다. 본 연구에서는 고압파이프에서 분출되는 초음속 제트유동에 의해 생성되는 충격파의 영향을 고찰하기 위해 ANSYS FLUENT v.16를 가지고 SST $k-{\omega}$ 난류모델을 적용하여 작동유체(공기, 산소, 수소)에 따른 압력비 및 Mach수의 유동특성을 해석하였다. CFD 해석시 경계조건으로 입구의 가스온도는 300 K이고, 압력비율은 5:1로 설정하였으며, 밀도함수는 이상기체의 법칙을 이용하였고, 점성함수는 Sutherland 점성의 법칙을 이용하였다. 그 해석결과로 작동유체의 밀도가 작은 기체일수록 분출거리에 따라 압력비가 더 크게 떨어짐을 알 수 있었고, Mach수는 작동유체의 밀도가 높을수록 낮음을 알 수 있었다. 따라서 작동유체의 밀도에 따라 충격파의 영향이 크다는 점을 알았다. 본 연구를 토대로 다양한 작동유체에 따른 제트의 형상 및 직경 변화, 압력비의 변화 등에 따른 초음속 제트유동이 충격파에 미치는 영향에 대한 실험 및 CFD 해석연구와 실증연구가 병행하여 진행된다면 해석결과의 신뢰성은 더 높아질 것으로 사료된다.