가스터빈 저온/저압 점화장치 구성 및 운영조건 확인 시험

김태완(Taewoan Kim),이양석(Yang-suk Lee),고영성(Youngsung Ko),임병준(Byeungjun Lim),김형모(Hyeongmo Kim),김선진(sunjin Kim) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.11

고공 환경에서의 점화 연소 특성을 확인하기 위해 선행되어야 할 저압/저온 환경 모사 및 연료 유량 제어 실험을 수행하였다. 저압 환경을 모사하기 위하여 초음속 디퓨저를 이용하였고, 공기 유량 공급 및 디퓨저 1차 전단 노즐 압력에 따라 다양한 고도의 저압 환경을 조성할 수 있음을 확인하였다. 또한 저온 환경을 모사하기 위해 액체 질소를 이용한 열교환기를 활용하였고, 혼합 탱크로 유입되는 극저온/상온 공기 온도 조건을 일정하게 유지할 경우 다양한 공기 유량 조건에서 혼합 공기의 온도는 극저온/상온 공기의 혼합비에 의해 결정됨을 알 수 있었다. 이에 따라 본 연구에서 구축한 고고도 환경 모사 시스템을 활용하여 다양한 고도 조건에서의 점화 및 연소 특성 실험 수행이 가능함을 입증하였다. Ignition and combustion performance of a gas-turbine engine were changed by various high-altitude condition. A goal of this study is to make the small test facility to simulate high-altitude condition. To perform the low pressure condition, a diffuser was used in various diffuser front of primary nozzle pressure. To perform the low temperature, heat exchanger was used in various mixture ratio of cryogenic air and ambient temperature air. The experimental result shows that high-altitude conditions can be controled by diffuser front of primary nozzle pressure and mixture ratio of cryogenic air and ambient temperature air.

액체로켓엔진 고공환경 모사 시험 설비 구축 현황 소개

김태완(Taewoan Kim),전준수(Junsu Jeon),김완찬(Wanchan Kim),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim),한영민(Youngmin Han) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5

본 논문은 현재 충남대에서 수행중인 액체로켓엔진 고공환경 모사 시험 연구에 대한 진행 현황을 기술하였다. 액체로켓엔진 고공환경 모사 시험 설비는 고공용 로켓 엔진, 이차목 초음속 디퓨저, 열교환기, 스팀제너레이터, 이젝터로 구성된다. 현재 모든 구성 설비의 제작이 완료되어 파트별 검증실험을 진행 중에 있으며, 고공용 로켓 엔진 연소시험과 스팀제너레이터 작동 시험 그리고 디퓨저/열교환기의 벽면냉각을 위한 냉각수 공급 시험을 수행하였다. This paper describes the development status of high altitude test facility(HATF) construction for liquid rocket engine which was executed by Chung-nam National University. The experimental facility consists of vacuum chamber, secondary throat supersonic diffuser, heat exchanger, steam generator and ejector. All the parts are undergoing verification tests respectively in order to confirm characteristics after manufacturing. Liquid rocket engine combustion test, steam generator operation test and water supply tests of diffuser/heat exchanger were performed step by step.

축소형 액체로켓엔진 고공환경 모사시험 설비

김태완(Taewoan Kim),김완찬(Wanchan Kim),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim),한영민(Yeoungmin Han) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

본 연구에서는 500N급 소형 액체로켓엔진을 사용하여, 약 25㎞(0.025bara) 고도의 대기압 환경을 조성할 수 있는 초음속 디퓨저와 이젝터 조합의 고공시험 설비를 구축하였으며, 설비의 성능 검증 차원에서 축소형 액체로켓엔진 고공환경 모사시험을 수행하였다. 시험 설비는 고공환경 모사장치와 추진제공급설비 그리고 냉각수 공급설비로 구성된다. 본 고공시험 설비로 약 27㎞(0.021bara) 고도에 해당하는 대기 압력을 성공적으로 구현하였으며, 이때 축소형 액체로켓엔진에서 발생하는 추력 성능을 확인하였다. A high altitude test facility which includes supersonic diffuser and ejector has been developed to simulate atmospheric pressure at 25㎞ using a 500N class small liquid rocket engine. Also high altitude simulation test for the small liquid rocket engine was performed to verify its performance. The experimental facility consists of high altitude simulation device, propellants supply system and coolant supply system. Low pressure condition corresponding to about 27㎞(0.021bar) altitude atmosphere was simulated successfully and a small liquid rocket engine thrust level was confirmed at the low pressure condition by the high altitude test facility through verification test.

소형 액체로켓엔진 고공환경 모사시험 설비

김태완(Taewoan Kim),김완찬(Wanchan Kim),김선진(Sunjin Kim),한영민(Yeoungmin Han),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회지 Vol.19 No.3

A high altitude test facility which includes supersonic diffuser and ejector has been developed to simulate atmospheric pressure at 25 km using a 500 N class small scale liquid rocket engine. Also high altitude simulation test for the small scale liquid rocket engine was performed to verify the facility’s performance. The experimental facility consists of high altitude simulation device, propellants supply system and coolant supply system. Low pressure condition corresponding to about 27 km(0.021 bar) altitude atmosphere was successfully simulated and a small scale liquid rocket engine thrust level was confirmed at the simulated condition by the high altitude test facility verification test.

고공환경모사용 이차목 디퓨저의 배압에 따른 시동특성

김민상(Minsang Kim),김태완(Taewoan Kim),이장환(Janghwan Lee),고영성(Youngsung Ko),김승한(Seunghan Kim) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

본 연구에서는 이차목 디퓨저(STED)의 배압(Pa)에 따른 시동특성 및 정상상태에서의 유동특성을 실험적으로 관찰하였다. 디퓨저 배압(Pa)을 조절하기 위해 디퓨저 후단에 이젝터를 장착하였으며, 디퓨저와 이젝터 작동을 위해 고압의 상온 기체 질소를 사용하였다. 실험을 통해 다양한 디퓨저 노즐 전단압력(P0)과 배압(Pa)에서 디퓨저의 시동압력비((P0/Pa)st)는 일정한 것을 확인하였으며, 압력비(P0/Pa)가 같다면 디퓨저 내부유동 특성이 동일한 것을 확인하였다. Startup and steady state internal flow characteristics of a Second Throat Exhaust Diffuser(STED) have been investigated experimentally according to diffuser back pressure(Pa). An ejector device was installed at the exit of diffuser for adjusting diffuser back pressure. And high pressure nitrogen gas was used for cold gas flow test to operate ejector and diffuser. The test results show that a startup pressure ratio((P0/Pa)st) has a fixed value even though nozzle inlet pressure(P0) and diffuser back pressure(Pa) have various values. Also, internal flow characteristics of diffuser at steady state is unchanged under the identical pressure ratio(P0/Pa) condition.

액체로켓엔진 열유속 측정용 열유속 게이지 설계 및 시험

김민석(Minseok Kim),김태완(Taewoan Kim),유이상(Isang Yu),김완찬(Wanchan Kim),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11

본 연구에서는 케로신/액체산소를 추진제로 사용하는 액체로켓엔진 연소실에서의 열유속을 측정하고자 열유속 게이지를 제작하고 시험 평가하였다. 혼합비 2.2의 연소압 9.5 bar 조건에서 연소시험을 수행하여 열유속 게이지로부터 연소실벽면에서의 시간에 따른 온도분포를 측정하였고, 이 온도분포를 바탕으로 적분법 및 Ansys-Fluent를 활용하여 비정상 열유속을 계산하였다. 정상 연소압에서 열유속은 1.8~1.9 ㎿/㎡, 대류열전달계수는 740~760W/㎡K 을 나타내었다. In this study, to measure heat flux of a liquid rocket engine combustion chamber using kerosene/liquid oxygen, a combustion test was performed at mixture ratio 2.2 and chamber pressure 9.5 bar. The temperature distribution was measured by a heat flux gauge installed in the wall of the combustion chamber and the unsteady heat flux was calculated using the integral method and Ansys-Fluent from the temperature information. The heat flux and the heat transfer coefficient was calculated to be 1.8~1.9 ㎿/㎡ and 740~760 W/㎡ K respectively at steady chamber pressure.

한국형 발사체 모의 발사대 구축 및 모사 연소시험

김민석(Minseok Kim),김태완(Taewoan Kim),김선훈(Sunhoon Kim),류호빈(Hobin Ryu),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11

본 연구에서는 한국형 발사체를 위한 1/20 scale 축소형 발사대를 구축하고 연소시험을 통해 발사대의 냉각 방식에 대한 연구하였다. 표면 분사 방식에서 냉각수 유량이 추진제 총 유량의 0.9 배(300 g/s)일 경우에는 플룸의 모멘텀에 의해 화염유도로가 냉각되지 못하였으며 추진제 총 유량의 1.8 배 (600 g/s)일 경우에는 플룸에 의한 충돌영역의 외곽에만 냉각이 되었다. 반면에 내부 분사 방식에서 추진제 총 유량의 1.8 배(600 g/s)인 경우, 충돌영역의 냉각은 성공했지만 분사기를 보호하는 냉각에는 실패하여 분사기가 파손되었다. In this study, a cooling system of a launch stand was investigated by developing the 1/20 scale model launch stand for KSLV-II and performing the hot tests. Using film injection type and the cooling water flow rate was 0.9 times of the total propellant mass flow rate(300 g/s), it could not cool the flame deflector by momentum of the plume and if that was 1.8 times of the total propellant mass flow rate(600 g/s), it could only cool the outer of the impinging area of the plume. On the other hand, using core injection type and the cooling water flow rate was 1.8 times of the total propellant mass flow rate(600 g/s), it could cool the impinging area successfully. But, its injector was damaged because the cooling water failed to protect the injector.

액체산소/에탄올 엔진 연소시험 설비 구축 및 예비 운영 시험

김민상(Minsang Kim),전준수(Junsu Jeon),김태완(Taewoan Kim),우희찬(Heechan Woo),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim),김승한(Seunghan Kim) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5

본 연구에서는 향후에 다양한 목적으로 사용될 수 있는 액체산소/에탄올 추진제 조합의 로켓 엔진 연소시험 설비를 구축하고, 이 설비에 대한 운용 능력을 평가하기 위하여 예비 운영 시험을 수행하였다. 추진제는 가압 방식에 의해 공급되며, 이를 위해 고압용 추진제 탱크와 가압 및 공급 설비를 구축하였다. 그리고 다중 분사기 엔진을 설계/제작하였으며, 수류시험과 실유체 분무 시험을 통해 이 엔진의 분무 특성과 유량 공급 특성을 관찰하였다. 최종적으로 연소시험을 통하여 액체산소/에탄올 엔진과 연소시험 설비의 안정성을 검증하였다. In this study, LOx/Ethanol rocket engine combustion test facility was constructed which can be used for various purpose in the future and preliminary operational tests were performed to evaluate the operational capability. The facility consists of run tanks, pressurization and supply system. Also a multi injector rocket engine was designed and manufactured and the engine’s cold flow and propellents spray tests were performed to observe spray and supply characteristics as well. Finally, stability of the LOx/Ethanol engine and combustion test facility were verified by combustion tests.

가스터빈 연소기 고공환경 모사 시험을 위한 상압/저온 환경에서의 점화 특성 실험

김기우(Kiwoo Kim),김태완(Taewoan Kim),김보연(Boyeon Kim),이양석(yangsuk Lee),고영성(Youngsung Ko),전용민(Yongmin Jun) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11

항공기 부품은 다양한 고도의 운용조건을 만족해야 하므로 고고도 성능평가는 필수적이다. 본 연구에서는 가스터빈 엔진의 고공 점화특성을 확인하기 위하여 실물형 보조동력장치를 바탕으로 축소형 모델 연소기를 설계, 제작하여 22,000ft에 해당하는 대기온도 조건을 모사, 점화실험을 수행하였다. 저온환경 모사를 위해 공기 공급배관에 열교환기를 설치하였고 냉각제로는 드라이아이스를 사용하였다. 실험결과 연소기로 공급되는 공기의 온도가 낮아질수록 점화가 가능한 공기과잉 구간은 감소하였음을 확인하였다. In this study, ignition tests of a gas turbine combustor were performed to evaluate an ignition loop at low temperature condition. An experimental setup was constructed to simulate low temperature condition with a heat exchanger using dry ice as a coolant. Various low temperature conditions could be created by controlling the amount of air though the heat exchanger. The results showed that ignition limit decreased with air temperature.

상온 가스를 이용한 이젝터의 설계와 성능에 관한 연구

유이상(Isang Yu),김태완(Taewoan Kim),김민석(Minseok Kim),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회지 Vol.19 No.2

This paper describes an ejector design technique which used for simulating low pressure environment corresponding to high altitude. Also the ejector performance characteristics was investigated according to performance and geometric variables by cold gas flow test. Entrainment ratio, compression ratio and expansion ratio were designated as performance variables and an ejector gap ratio was designated as a geometric variable. A relationship between the performance variables to predict the ejector performance was identified and it was confirmed that the performance variables have much more effective than the ejector gap ratio through the ejector cold gas flow test.