스페이스 엔진 시스템

Space Engine Systems
스페이스 엔진 시스템 주식회사
유형사설
산업항공우주
설립됨2012
본부캐나다 앨버타 에드먼턴
주요인
프라데프 다스(대통령)
상품들SSO 추진 시스템, 펌프, 압축기, 기어 박스, 영구 자석 모터
웹사이트SpaceEngineSystems.com

스페이스 엔진 시스템 주식회사(SES)는 캐나다의 항공우주 회사로 캐나다 앨버타 주 에드먼턴에 위치해 있다.[1] 이 회사의 주요 초점은 재사용 가능한 싱글 스테이지 투 오비트(SSO) 및 극초음속 크루즈 차량에 동력을 공급하기 위한 경량 다중 연료 추진 시스템(DAS Engine) 개발이다. 펌프, 압축기, 기어박스 등 개발 중인 관련 기술이 SES의 주요 연구개발 프로젝트에 통합되어 있다. SES는 캘거리 대학과 협력하여 나노기술과 초고속 공기역학의 핵심 기술 분야의 기술을 연구하고 개발하고 있다.

회사이력

스페이스 엔진 시스템 사는 항공우주 분야의 DAS 엔진과 관련 기술을 개발하기 위해 2012년에 설립되었다. 스페이스 엔진 시스템즈의 프로모터들은 20년 넘게 엔진 개발에 관여해 왔다. SES와 CAN-K>CAN-K Main Page</ref>는 새로운 펌프, 압축기 및 기어박스 시스템을 항공우주산업에 스핀오프 애플리케이션으로 도입하기 위해 협력한다. SES는 2012년 5월 10일 판버러 에어쇼(2012년 7월 9일~15일)에서 회사 출범을 공개적으로 알렸다.[2] 8월 6일, 그들은 AUVSI의 무인 시스템 북아메리카에 참가한다고 발표했다.[3] SES는 2013, 2015, 2017년 파리 에어쇼, 2014, 2016년 판버러 에어쇼 등 항공우주 분야의 주요 국제 무역 박람회에 자주 참석한다.

다스 엔진

DASS GN 1 엔진 개념

DAS 엔진은 사전 냉각된 복합 사이클 추진 개념으로, 광범위한 차량 비행 마하 번호(휴지부터 극초음속까지)에 걸쳐 추력을 낼 수 있다. 엔진의 파생 모델은 SSTO 차량, 장거리 미사일 및 극초음속 수송기의 추진에 사용될 수 있다. 엔진은 다양한 차량과 임무 프로파일을 위한 유연성으로 개발되고 있다. 이 개념은 기존의 가스 터빈 구성품을 포함한 기존의 항공우주 기술과 나노기술의 새로운 발전을 이용하여 과열과 연료 저장과 관련된 주요 기술적 장애물을 극복한다. 고속 비행에서, 들어오는 공기는 매우 높은 동적 압력을 가지고 있고 공기역학적 감속은 정압과 온도의 상승을 초래한다. 기존의 터보제트에서 온도는 컴프레서 블레이드의 재료 한계 이상으로 상승할 수 있다. 이 문제를 완화하기 위한 전략은 기계적 압축에 앞서 가스 온도를 낮추기 위해 흡입구 하류에 열 교환기를 설치하는 것이다. 깊이 냉각된 터보제트나[4] 액화 공기 사이클 엔진(LACE)과 유사하게, DAS 엔진의 유입 공기에서 추출된 에너지가 연료 흐름의 지각 있는 열로서 다운스트림 시스템에 다시 추가된다.

DASS 엔진 개념은 열 교환 과정에서 다방면으로 개선된다. 내부 열교환기에는 대류 열전달률을 높이고 열교환기 질량을 감소시키며 원치 않는 공기역학적 막힘을 줄이기 위해 표면 나노코팅을[5] 설치한다. 금속 나노입자는 흡입구 원뿔의 흡기에 시딩되어 열 전달을 더욱 강화한다. 입자는 보충 연료로 작용하며 하류 유량 제어 장치의 작동을 돕는다. 금속 연료는 수소에 비해 바람직한 저장 성질을 갖고 있으며 부피당 에너지 밀도가 우수한 것으로 알려져 있다.[6] 보론의 수소와 나노입자의 조합이 엔진의 연료로 고려되고 있다.

고속 비행을 위한 기존의 로켓 엔진에 비해 DAS 엔진의 주요 장점은 공기 호흡 모드에서 대기 산소를 사용하는 것이다. 공기호흡 엔진의 특정 임펄스(Isp)는 광범위한 마하 수치에 걸쳐 로켓보다 우수하다. 이러한 이득은 더 큰 페이로드 질량 분율(예: NASP에서 LEO로[7] 4% 대 소유즈-2에서 LEO로 2.6%)을 실현할 수 있는 잠재력을 가지고 있다. 내가sp 공기호흡 엔진과 연관되어 있을수록 초음속 연소 램젯 엔진의 개발에 큰 동기부여가 된다. 공기호흡 엔진은 일반적으로 로켓에 비해 추력 대 중량 비율이 낮다. 그렇기 때문에 DAS 엔진이 리프팅 차체에 통합될 것이다. SSTO 차량의 경우, 차량 중량이 감소하고 페이로드 중량 비율이 증가하면 운영 비용이 절감된다.[8] 수송의 경우, 극초음속 이동 능력은 장거리 도달에 필요한 시간을 현저히 감소시킨다. 극초음속 크루즈 차량이 운행하는 고도는 통상 기존 수송기(A2의[9] 경우 30km, A380의 경우 13.1km)보다 훨씬 높다. 이러한 높은 고도에서 공기 밀도가 낮을수록 전체적인 차량 항력이 감소하여 효율이 더욱 향상된다. 현재의 연구 개발은 고도 30km의 마하 5 크루즈에서의 엔진 운용에 초점을 맞추고 있다. 30km는 여전히 우주 가장자리(100km)로 간주되는 것보다 현저히 낮고, 지구의 낮은 궤도(~200km)보다 훨씬 낮다. 따라서 DASS 엔진이 목표 30km 및 마하 5 작동 조건을 초과하여 작동하도록 설계가 변경된다. 높은 고도에서 공기 밀도는 감소하고 차량은 충분한 흡입구 흡입구를 얻기 위해 더 빨리 이동해야 한다. 훨씬 더 높은 고도에서, DAS 엔진은 그것의 흐름 경로에 로켓 모터와 함께 사용될 온보드 산화제를 저장해야 할 것이다. 목표는 로켓 모드로 전환하기 전에 공기호흡 모드에서 작동할 때 궤도 속도의 주요 구성요소를 달성하는 것이다.

엔진 상세 정보

저공비행 속도에서 DAS 엔진은 기존의 탄화수소 연료로 구동되는 온보드 터보제트에만 의존한다. 가변 형상 흡입구(PCT 특허 출원 중)는 열 교환기 사이에 큰 간극(이 단계에서 작동하지 않음)을 형성하여 섭취 압력 손실을 최소화한다. 이 모드에서는 바이패스가 닫히고 터보제트 코어를 통해 모든 공기가 처리된다. 배기 노즐(PCT 특허 보류)은 최적의 추력을 위해 아음속 모드로 수축한다. 엔진이 초음속 속도로 가속하면 흡기의 관절형 부분이 열 교환기로 직접 유입된다(PCT 특허 출원 중). 액체 수소 연료는 열 교환기를 통과하여 엔진 압축 전에 공기의 온도를 낮춘다. 일부 공기는 터보제트 코어를 우회하며, 애프터버너 섹션의 열교환기에서 나오는 수소와 혼합된다. 열 전달의 크기는 애프터버너에서 연소에 사용할 수 있는 수소의 양과 결합되어 있다는 점에 유의하십시오. 그리고 나서 연소 생산물은 초음속 노즐인 가변 형상 노즐을 통해 확장된다. 이 엔진은 추력을 위해 공기를 완전히 소비하도록 설계될 것이다. 우회 수준은 초음속 비행 체제 전반에 걸쳐 변화한다. 이 엔진은 마하 4에서 작동할 수 있으며 기존의 램젯을 초과하는 추력을 제공한다. 마하 수치가 높을 때(약 4.88) 공기는 터보제트 한계치(1200K) 이하로 냉각할 수 없다. 그 결과 코어 터보제트에서는 연소가 발생하지 않으며 엔진이 순수 램제트 모드로 전환되어야 한다. 가변 입구는 터보제트에 대한 공기 접근을 완전히 차단하는 동시에 수소를 이용한 램제트 연소 출구 면적 비율을 최적화하는 (PCT 특허 출원중)을 계속 표현한다. 엔진은 열 교환기의 냉각 효과로부터 효율 부스트를 여전히 실현한다(이 모드에서는 훨씬 더 적다). 터미널 비행 속도는 수소 연료 램젯으로 제한된다.

DASS GN X와 DASS GN1 엔진의 목표는 전체 비행 경로를 따라 낮은 특정 연료 소비량으로 휴식에서 극초음속(M~5) 및 고고도(h~30km)까지 효율적인 추력을 제공하고, 차량을 궤도로 진입시키는 소형 로켓단계를 제공하는 것이다. 엔진은 여러 연료(수소, 탄화수소 및 금속 연료)에서 작동한다. 연료의 종류마다 장점이 있다. 탄화수소 연료는 일반적으로 터보제트/터보팬 엔진에 사용되며, 성숙/기존 기술로 간주된다. 이 엔진은 저속 주행 시 추진력을 제공할 것이다. 수소는 열용량(약 14 kJ/kgK)[10]이 크기 때문에 열교환기(특허 보류)에 탁월한 열제거원이다. 또한 어떤 연료의 단위 질량 당 에너지 함량이 가장 높으며 가벼운 분자다. 결과적으로, 그것은 낮은 특정 연료 소비량과 함께 큰 추력 수준을 제공할 수 있다. 금속 연료는 저장 품질이 우수하고 단위 부피당 에너지 함량이 높으며 대류 열전달에 도움을 줄 수 있다. 나노 규모의 연소 특성도 좋다.

DASS GN 1과 DASS GN X의 핵심 기술 구성요소는 상당히 유사하다. DASS GN1은 항공우주 전용이며 DASS GN X는 우주 응용 전용이다. 엔진 프로토타입은 지상 및 비행 시험을 위해 계획된다.

엔진비교

아래 표는 DASS 엔진을 기존의 고속 엔진(램젯)과 두 마하 숫자로 비교한 것이다. 두 종류의 람제트가 고려되었다. 첫 번째 램젯은 DASS 엔진과 유사한 비율로 연료(케로센과 수소)를 조합하여 사용한다. 두 번째 램젯은 순수한 수소를 사용한다. 더 낮은 마하 수에서 DASS 엔진은 더 높은 특정한 추력을 제공한다. 터보제트가 활용할 수 있는 압력이 높아졌기 때문이다. 마하 4에서 DASS GN1은 램젯과 유사하게 수행된다. 이 속도에서 DASS GN1 엔진은 순수한 램젯으로 변환될 가능성이 높다. 열거된 사양에는 흡착콘의 열전달(PCT 특허 출원 중)이나 금속 연료의 연소를 통해 실현될 수 있는 어떤 이득도 포함되어 있지 않다. 대표적인 로켓 특정 임펄스는 250~500초 사이.

마하 = 2에서의 엔진 비교
엔진(10km) 특정 스러스트(m/s) 특정 연료 소비량(g/kNs) Tmax/To Pmax/Po Isp(s)
다스 GN1 4.23 30.9 15.1 23.9 3299
등유/H2 램젯 3.41 38.4 15.1 6.0 2654
H램젯2 3.44 28.5 15.6 6.0 3569
마하 = 4에서의 엔진 비교
엔진(28km) 특정 스러스트(m/s) 특정 연료 소비량(g/kNs) Tmax/To Pmax/Po Isp(s)
다스 GN1 3.67 30.0 17.8 228 3410
등유/H2 램젯 3.64 30.1 17.8 57 3383
H램젯2 3.65 26.9 18.0 57 3786

지상 시험 시설

스페이스 엔진 시스템은 초음속 비행과 관련된 높은 고도에서 고온 유입구를 시뮬레이션할 수 있는 지상 시험 시설을 개발하고 있다. Multi-Fuel Jet Engine 시험 시설로 명명된 이 시설은 모듈성이 뛰어나며 많은 용도에 쉽게 적응할 수 있다. 이 시설에는 다음이 포함된다.

• 엔진에 고온의 공기 흐름을 공급하여 마하 5까지 초음속 공기 흐름을 시뮬레이션하는 Direct Connect 시스템

• 액체 수소, 제트 연료 및 고체 나노 입자를 포함한 여러 개의 연료를 엔진에 공급하기 위한 연료 시스템.

• 모든 테스트 장비의 데이터 수집 및 분석을 허용하는 Measurement Suite

다중 연료 제트 엔진 시험 설비는 다음을 더 잘 이해하기 위해 사용할 수 있다.

• 사전 냉각된 복합 사이클 추진

• 다양한 터빈 엔진 재료/구성 요소의 온도 제한

• 다중 연료 연소(기존 연료, 고체 연료, 로켓 연료)

• 다중 연료 애프터버너

• 고고도에서의 엔진 시동 모드

• 고고도에서의 추력 특성

• 우회 비율 제어

• 엔진 테스트 스탠드 및 장착 메커니즘

• 흐름 특성

나노기술의 융합

주요 과제 중 하나는 균일한 혼합을 촉진하는 방식으로 나노 입자를 주입하는 기술을 개발하는 것이다. 둘째, 유량 혼합물의 열전달 특성을 특성화한다.

엔진이 요구하는 열전달 이득을 제공하기 위해서는 소량의 나노입자만 필요하다. 질량이 매우 적더라도(0.1%) 열전달에서 큰 이득을 얻을 수 있는 것으로 나타났다(40%)[11][12] 따라서 이용 가능한 수소를 입자의 운반체로 사용하는 것이 실현 가능하다. 가연체에 도달하기 전에 제어되지 않는 발화를 방지하기 위해 수소 함량이 희박한 가연성 한계 이하로 유지되도록 주의해야 한다. 나노입자와 수소를 혼합한 1:1 질량비율을 프리스트림에 주입해 공기 중 나노입자와 수소를 0.1% 질량 적재한다. 주입된 혼합물은 엔진 내부에서 흐름이 감속할 때 정체 압력의 이득이 실현되도록 프리스트림 공기를 냉각시킨다. 입자에서 공기로의 열 전달은 물론, 흡착콘 표면에서도 열 전달이 발생할 것이다.

일부 나노입자는 에너지 저장 측면에서 수소(단위 부피당)와 탄화수소(단위 질량 및 부피당)를 능가한다. 두 가지 중요한 지표는 단위 질량 당 에너지와 단위 부피 당 에너지다. 차량은 보통 단위 볼륨 단위로 설계된다(끌기 고려를 위해).[13] 단위 부피 기준으로 보론은 수소와 탄화수소를 모두 능가한다. 단위 질량 기준으로 보론은 탄화수소 연료를 능가하지만 수소만큼은 아니다. 따라서 DASS 엔진은 탄화수소, 수소 연료와 함께 보론의 우수한 특성을 활용할 것이다.

열 교환기.

열교환기의 제안된 구조는 나노기체 거품이다. 이 거품은 나노 기체 구조를 강화하는 동시에 열 전달을 극대화하고 압력 강하를 최소화한다. 이는 나노 입자 분산 효과와 결합하여 더 작은 열 교환기를 허용해야 한다.

리서치

DASS 엔진의 주요 기술 장애물은 엔진 부품에 나노 기술을 구현하는 것과 관련이 있다. SES는 캘거리 대학과 제휴해 표면 나노 코팅의 열교환기 사용가능성을 평가하고 나노입자 정지가 대류 열전달에 미치는 영향을 연구하며, 보충연료로 금속 나노입자를 사용하는 것의 타당성을 평가한다. 캐나다 정부(NSERC 자금후원을 통해)도 DASS Engine 프로젝트의 파트너다.

열교환기의 표면 나노 코팅

고체 몸체에 나노입자를 입히는 것은 고체 몸체의 대류 열전달률을 높이기 위해 과학 문헌에 나타나 있다.[14] 나노 코팅과 관련된 전체 표면적의 증가를 포함한 몇 가지 메커니즘이 제안되었다.[15] 본질적으로 나노입자가 소형 지느러미 역할을 할 가능성이 있으며, 이 지느러미는 열교환기 효율을 향상시키는 것으로 알려져 있다.[16] 이러한 나노 스케일 핀은 작기 때문에 압력 강하도 대형 핀의 압력 손실에 비해 훨씬 적다. 이는 유체가 열교환기를 통과할 때 펌핑 또는 압축 시 작업요건을 감소시킨다. 나노입자 퇴적물과 관련된 표면 거칠기의 존재는 또한 혼합을 촉진시켜 대류 열전달에 직접적인 영향을 미친다.

나노입자 열전달 정지

기체에 소량의 고체 입자가 다량 정지되면 표면적 대 부피 비율이 커진다. 과학 문헌의 연구는 고체 나노입자의 특성과 운반체 액체의 특성 사이에 독특한 상호작용이 있다는 것을 보여주었다.[17][18] 더 큰 규모의 입자(예: 마이크론)로 관찰되지 않는 최종 결과는 벌크 유체의 특성 변경이다. 예를 들어 Lee 외 연구진(1999년)과 Wang 외 연구진(1999년)은 실험적으로 물에서 24nm와 23nm 직경의 CuO 입자가 정지하면 물의 열전도도가 34% 향상된다는 것을 보여주었다. SES는 나노입자가 매달린 가스의 열전도율의 잠재적 향상을 조사할 것이다.

나노입자 연소

금속 분말은 액체 탄화수소 연료에 비해 단위 질량 및 단위 부피 당 에너지 함량이 크기 때문에 공기 호흡 엔진의 대체 연료로 간주되어 왔다.[6] 수소가 금속 연료보다 단위 질량당 에너지 함량이 크지만, 실제 질량을 축적하기 위해서는 수소 연료를 매우 높은 압력으로 저장하거나, 극저온적으로 냉각하거나, 다른 물질에 흡수해야 한다.[19] 이와는 대조적으로, 금속 입자는 효율적이고 안전하게 포장되고 저장될 수 있다. 전체 연소율은 표면적에 비례하기 때문에 소형 입자를 사용하면 연소를 개선하고 엔진 성능을 높일 수 있다.[20] 나노입자는 일반적으로 녹는점이 낮고 온도가 낮을 때 발화하며, 큰 입자보다 연소율이 높은 것으로 밝혀졌다.[21] 따라서 SES의 새로운 에어로엔진 설계에서 기존 연료에 대한 입자 연료 또는 입자 보충제의 사용이 고려되고 있다.

전문 제품 및 서비스

SES는 CAN-K 기업 그룹과 협력하여 항공우주 부품 및 서비스를 선택적으로 제공한다. 모든 제조는 AS 9100 C 및 ISO 9001 품질 관리 표준에 따라 수행된다. 제품에는 다음이 포함된다.

  • 최대 420℃의 외부 온도까지 주행할 수 있는 특수 유성 기어 박스(초경량) (최대 부하 상태에서 45분간 테스트되고 진공에 의해 오일이 완전히 빠져나갔다.) 야금 또는 기계적 손상이 없어야 한다.
  • 터빈 엔진용 고속 기어 박스;
  • 효율적이고 가벼운 열 교환기
  • 항공 우주/공간 응용을 위한 액체/멀티파이스 트윈 나사 및 나사 펌프 3개
  • 자동 토크 교환기 또는 기타 항공 우주 응용을 위한 유압 다중 나사 펌프
  • 정교한 등속(CV) 조인트가 있는 구동 시스템;
  • 맞춤형 베어링(유압식 및 정수식)
  • 고온 베어링;
  • 진공 작동 장비(맞춤형 설계)
  • 헬리콥터 용도에 맞게 조정 가능한 반대 방향으로 회전하는 이중 로터 시스템;
  • 항공우주 및 우주 요구사항에 적합한 영구 자석 모터 시스템;
  • 맞춤형 경량 및 고온 재료
  • 고객의 요구사항에 따라 만들어진 항공우주 및 우주 횡단구성요소
  • 공간 애플리케이션을 위한 DAS 랜더
  • 장기 사용을 위한 나노 오일.

참조

  1. ^ Space Engine Systems Inc. Main Page
  2. ^ [1]
  3. ^ [2]
  4. ^ V. Balepin; J. Cipriano & M. Berthus (1996). Combined propulsion for SSTO rocket – From conceptual study to demonstrator of deep cooled turbojet. Space Plane and Hypersonic Systems and Technology Conference, AIAA-96-4497 Norfolk, Virginia. doi:10.2514/6.1996-4497.
  5. ^ Makhlouf, Abdel Salam Hamdy; Tiginyanu, Ion (2011). Nanocoatings and ultra-thin films: technologies and applications. Woohead Publishing in materials.
  6. ^ a b S. Goroshin; A. Higgins & M. Kamel (2001). "Powdered metals as fuel for hypersonic ramjets". 37th Joint Propulsion Conference and Exhibit. 37th Joint Propulsion Conference and Exhibit, AIAA-2001-3919 Salt Lake City, Utah. doi:10.2514/6.2001-3919.
  7. ^ Heiser, W.; Pratt, D. (1994). Hypersonic Airbreathing Propulsion. AIAA Educational Series. pp. 20–21.
  8. ^ W. Heiser (2010). "Single-Stage-to-Orbit Versus Two-Stage-to-Orbit Airbreathing Systems". AIAA Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 47, No.1, pp. 222-223. doi:10.2514/6.2001-3919. {{cite journal}}: Cite 저널은 필요로 한다. journal= (도움말)
  9. ^ F. Jivraj; R. Varvill; A. Bond & G. Paniagua (2007). "The Scimitar Precooled Mach 5 Engine" (PDF). 2nd European Conference For Aerospace Sciences (EUCASS). Retrieved 2014-07-01.
  10. ^ "Hydrogen – Specific Heat". Engineering Toolbod. Retrieved 27 April 2016.
  11. ^ Trivedi, Maulin; Johansen, Craig (2015). "Forced Convective Heat Transfer in Al2O3-air Nanoaerosol" (PDF). 13th International Energy Conversion Engineering Conference: 3799. doi:10.2514/6.2015-3799. hdl:1880/51125. ISBN 978-1-62410-376-6.
  12. ^ Trivedi, Maulin; Jagannathan, Rangesh; Johansen, Craig (2016-07-17). "Convective Heat Transfer Enhancement with Nanoaerosols". International Journal of Heat and Mass Transfer. 102: 1180–1189. doi:10.1016/j.ijheatmasstransfer.2016.07.017.
  13. ^ Heiser, William; Pratt, David (1994). Hypersonic Airbreathing Propulsion (Illustrated ed.). AIAA. p. 587. ISBN 1-56347-035-7.
  14. ^ R. Senthilkumar; A. Nandhakumar & S. Prabhu (2013). "Analysis of natural convective heat transfer of nano coated aluminum fins using Taguchi method". Heat and Mass Transfer Vol. 49, pp. 55-64. {{cite web}}: 누락 또는 비어 있음 url= (도움말)
  15. ^ S. Kumar; S. Suresh & K. Rajiv (2012). "Heat transfer enhancement by nano structured carbon nanotube coating". International Journal of Scientific and Engineering Research Vol. 3, pp. 1-5. {{cite web}}: 누락 또는 비어 있음 url= (도움말)
  16. ^ Incropera, F.; DeWitt, D. (1996). Fundamentals of Heat and Mass Transfer 4th Ed. Wiley and Sons.
  17. ^ S. Lee; S. Choi & J. Eastman (1999). "Measuring thermal conductivity of fluids containing oxide nanoparticles". Trans. ASME J. Heat Transfer, Vol. 121, pp. 280-289. {{cite web}}: 누락 또는 비어 있음 url= (도움말)
  18. ^ X. Wang; X. Xu & S. Choi (1999). "Thermal conductivity of nanoparticle-fluid mixture". J., Thermophys. Heat Transfer, Vol. 13, pp. 474-480. {{cite web}}: 누락 또는 비어 있음 url= (도움말)
  19. ^ S. Satyapal; J. Petrovic; C. Read; G. Thomas & G. Ordaz (2007). "The U.S. Department of Energy's National Hydrogen Storage Project: Progress towards meeting hydrogen-powered vehicle requirements". Catalysis Today, Vol. 120, pp. 246-256. {{cite web}}: 누락 또는 비어 있음 url= (도움말)
  20. ^ R.A. Yetter; G.A. Risha & S.F. Son (2009). "Metal particle combustion and nanotechnology". Proceedings of the Combustion Institute, Vol. 32, pp. 1819–1838. {{cite web}}: 누락 또는 비어 있음 url= (도움말)
  21. ^ Y. Huang; G. Risha; V. Yang & R. Yetter (2009). "Effect of particle size on combustion of aluminum particle dust in air". Combustion and Flame, Vol. 156, pp. 5-13. {{cite web}}: 누락 또는 비어 있음 url= (도움말)