• 한국추진공학회지
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• 제5권1호
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• pp.18-25
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• 2001

2차 가스 분사 추력벡터 제어 성능 해석을 위한 체계적인 수치계산을 수행하였다. 분사위치와, 노즐 팽창각이 압력비, 추력비, 비추력비 및 축추력 증대와 같은 전체 성능 파라미터에 미치는 2차 분사의 효과를 고찰하였다. 2차 제트 분사에 의한 복잡한 노즐 배기 유동에 대한 수치 해석은 Baldwin-Lomax 난류 모델을 포함하는 비정상 3차원 레이놀즈 평균 Navier-Stokes 방정식을 이용하여 수행하였고, 팽창 팽착반각이 $9.6^{\cire}$인 로켓 노즐에서의 2차 공기분사에 대해 적용, 실험값과 비교, 검증 하였다. 전체 성능 파라미터에 대한 결과로서 주 노즐의 하류에 2차 분사구를 위치시키는 것이 반사 충격파의 발생을 방지하며, 넓은 적용범위에 대하여 효율적이고 안정한 추력 방향제어에 적합한 것으로 나타났다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권2호
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• pp.66-73
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• 2018

밀폐용기 내 Zirconium/Potassium Perchlorate의 연소를 수치적 모델링을 통해 전산해석을 수행하였다. 5차 WENO 공간차분법과 improved delayed detached eddy (IDDES) 난류모델을 사용하여 충격파가 동반되는 내부 유동구조를 모사하였고, 라그랑지안 연소모델을 통해 화약 입자를 계산하였다. 옆면 중앙에 센서가 설치된 원통형 밀폐용기 내부 유동분석을 통해 압력 진동이 발생하는 원인을 규명하였다. 또한 센서 다이어프램 깊이 변화에 따라 측정되는 압력 데이터를 실험값과 비교분석 하였다. 그 결과 센서 탭의 깊이가 약 2.36 mm 이상으로 커지면 유동속도가 아음속으로 감쇠하고 복잡한 eddy가 발생하여 측정값에 큰 불규칙성을 야기하는 현상을 관측하였다.

• 한국전자통신학회논문지
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• 제18권6호
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• pp.1049-1056
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• 2023

대기경계층 고도는 지면의 가열로 인해 발생한 난류가 경계층 내의 열, 수증기 등을 혼합하면서 생성되는 꼭대기로 일반적으로 열역학적 방법을 통해 결정한다. 윈드프로파일러는 대기 중으로 보낸 신호의 산란 정보로 대기의 정보를 산출한다. 윈드프로파일러 관측으로 대기경계층 깊이를 결정하기 위해 난류 성분의 스펙트럼 및 난류운동에너지 소산율, 굴절지수구조계수를 산출하는 방법을 제시하였다. 라디오존데 자료를 기반으로 산출한 온위와 비습의 연직 분포 특징과 비교하여 윈드프로파일러 산출물 기반의 대기경계층 고도 결정 방법이 매우 유용한 것으로 평가되었다.

• KSBB Journal
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• 제14권2호
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• pp.230-234
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• 1999

한외여과공정에서 압력구배를 주기적으로 변화시켜 막 표면의 용질층을 불안정화시켜 여과 flux의 총괄적 향상을 유도한 실험을 수행하였다. 일정압력에서의 여과 flux 감소현상을 Hernia 식을 사용하여 모사하였고, 또한 압력구배의 주기적 변화를 Fourer series로 표현하여 압력구배의 변화에 따른 flux 변화를 수학적으로 모사하였고 이 결과를 실제의 실험결과와 비교하여 보았다. 수학적 모사결과 압력변화의 형태, 진폭, 주기 등의 변화에 따른 평균 flux의 변화는 미미하였다. 하지만 실제실험결과 주기적으로 압력구배를 변화시킨 경우 약 11%의 향상을 관찰할 수 있었다. 이는 압력구배가 주기적으로 변하는 과정에서의 응질층의 압축이완속도가 다른 것에 기인하는 것으로 유추된다. 주기적 압력구배변화외에 feed pump interruption을 이용하여 평균총괄 flux를 약 32%까지 향상 시켰다. 역확산에 의한 용질층의 이완에는 일정한 시간이 필요함을 찾아내었고 interruption은 용질층이 형성되기 전부터 시작하는 것이 유리하다고 판단되었다. 본 실험을 위하여 한외여과의 자동제어 시스템을 설계제작하여 다양한 압력함수를 이용할 수 있었고, 공정운영 중 압력구매와 여과 flux를 실시간 모니터링 및 제어할 수 있었다. 자동제어 시스템을 통해 압력구매를 주기적으로 변화시켜 총괄 flux의 극대화를 도모하는 기법은 기존장치를 최소로 변경시키면서 한외여과성능을 극대화시킬 수 있는 방법으로 기대된다.

• 한국해안·해양공학회논문집
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• 제31권3호
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• pp.180-198
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• 2019

최근, 유럽이나 일본 등은 해빈유실방지대책공법의 하나이며, 잠제의 대안으로 여겨지는 저천단구조물(LCS)에 관한 많은 연구를 수행하였고, 그의 결과들을 집약하여 설계매뉴얼까지 편찬하였다. 지금까지 LCS에 관한 연구는 2차원적인 파랑전달율과 피복재의 안정중량산정에 치우쳐 있으며, 이들은 주로 실험에 기초하여 검토 논의되었다. 본 연구에서는 투과성의 LCS를 대상으로 3차원수치해석을 수행한다. 수치해석에 Navier-Stokes 운동방정식에 기반한 오픈소스 CFD Code인 olaFlow를 적용하였으며, 이는 쇄파와 난류해석까지도 가능한 강비선형해석법이다. 이로부터 수위, 흐름 및 난류운동에너지 등의 분포특성을 검토 논의하였으며, 동시에 잠제의 경우와도 비교 검토하였다. 이로부터 해안선 근방에서 연안류의 흐름패턴과 평균난류운동에너지의 연안방향 및 종단방향의 공간분포에 관해 잠제와 LCS의 경우에 각각 차이가 발생하는 것을 알 수 있었다. 이러한 결과의 차이는 모래이동에서의 차이로 이어질 것으로 판단된다.

• 한국진공학회:학술대회논문집
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• 한국진공학회 2011년도 제40회 동계학술대회 초록집
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• pp.407-408
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• 2011

Natural boron consists of two stable isotopes 10B and 11B with natural abundance of 18.8 atom percent of 10B and 81.2 atom percent of 11B. The thermal neutron absorption cross-section for 10B and 11B are 3837 barn and 0.005 barn respectively. 10B enriched specific compounds are used for control rods and as a reactor coolant additives. In this work 2 methods for boron enrichment were analysed: 1) Gas irradiation in static conditions. Dissociation occurs due to multiphoton absorption by specific isotopes in appropriately tuned laser field. IR shifted laser pulses are usually used in combination with increasing the laser intensity also improves selectivity up to some degree. In order to prevent recombination of dissociated molecules BCl3 is mixed with H2S 2) SILARC method. Advantages of this method: a) Gas cooling is helpful to split and shrink boron isotopes absorption bands. In order to achieve better selectivity BCl3 gas has to be substantially rarefied (~0.01%-5%) in mixture with carrier gas. b) Laser intensity is lower than in the first method. Some preliminary calculations of dissociation and recombination with carrier gas molecules energetics for both methods will be demonstrated Boron separation in SILARC method can be represented as multistage process: 1) Mixture of BCl3 with carrier gas is putted in reservoir 2) Gas overcooling due to expansion through Laval nozzle 3) IR multiphoton absorption by gas irradiated by specifically tuned laser field with subsequent gradual gas condensation in outlet chamber It is planned to develop software which includes these stages. This software will rely on the following available software based on quantum molecular dynamics in external quantized field: 1) WavePacket: Each particle is treated semiclassicaly based on Wigner transform method 2) Turbomole: It is based on local density methods like density of functional methods (DFT) and its improvement- coupled clusters approach (CC) to take into account quantum correlation. These models will be used to extract information concerning kinetic coefficients, and their dependence on applied external field. Information on radiative corrections to equation of state induced by laser field which take into account possible phase transition (or crossover?) can be also revealed. This mixed phase equation of state with quantum corrections will be further used in hydrodynamical simulations. Moreover results of these hydrodynamical simulations can be compared with results of CFD calculations. The first reasonable question to ask before starting the CFD simulations is whether turbulent effects are significant or not, and how to model turbulence? The questions of laser beam parameters and outlet chamber geometry which are most optimal to make all gas volume irradiated is also discussed. Relationship between enrichment factor and stagnation pressure and temperature based on experimental data is also reported.

• 한국항해항만학회지
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• 제34권5호
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• pp.349-354
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• 2010

2010년 3월 26일 21시 45분경, 백령도 서남쪽 1.6km(1마일)해상에서 대한민국 해군의 초계함 천안함이 원인 미상의 사고로 침몰한 사건이 발생하였다. 이에 연안공학자의 입장에서는 수색 및 구조에 필요한 기초자료인 해상조건들을 제공하고 시뮬레이션을 통한 보다 자세한 예측 및 유추가능한 자료를 제공한다는 것은 뜻깊은 일임에 틀림없다. 이에 본 연구에서는 백령도-대청도 부근해역의 기상, 파랑, 조석 및 조류, 저질, 부유사 상태 등을 조사 분석하고 이를 기초로 해역특성을 분석하였다. 사건당시의 유속상황은 소조기-중조기 사이에 해당하며 사고발생일인 3월 26일이 지나고 4월 3~4일까지는 유속이 가장 강한 대조기가 진행되는 시점으로 수색 및 구조작업에 애로사항이 있는 것으로 파악되었다. 또한, 21:00-22:00 경은 낙조가 진행 중에 있기 때문에 물질이동은 남동쪽이 우세할 것으로 보이며 특히, 불규칙한 해저지형으로 인하여 급격한 와류 등이 존재할 것으로 판단되어 입자추적실험을 수행하였다. 수행결과, 입자는 유속상황에 따라서, 초기에는 남동쪽으로 이동하지만 장기 예측결과, 외해쪽으로 흘러가는 것으로 나타났다. 이를 통하여 추후, 수색작업의 범위를 외해쪽으로 확대시켜야 할 것으로 사료된다.

• 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.