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안규복(Kyubok Ahn),서성현(Seonghyeon Seo),임병직(Byoungjik Lim),김종규(Jong-Gyu Kim),이광진(Kwang-Jin Lee),한영민(Yeoung-Min Han),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국항공우주연구원 2007 항공우주기술 Vol.6 No.1
분사기 헤드에 설치된 분사기 수를 바꾸어가며 실물형 가스발생기의 연소 특성에 대한 실험적 연구를 수행하였다. 가스발생기에 공급되는 총 추진제의 유량은 같으면서 분사기당 유량이 달라지는 실물형 가스발생기 3대가 사용되었다. 각 가스발생기에는 13개, 19개, 37개의 내부 혼합형 이중 스월 분사기가 배치되었다. 연소시험 결과, 13개, 19개 분사기를 장착한 가스발생기는 축방향 공진주파수에 해당하는 섭동이 발생하지 않았지만, 37개 분사기가 장착된 가스발생기의 경우 강도가 작긴 하지만 축방향 공진주파수에 해당하는 압력 섭동 현상이 나타나고 있다. 분사기 수가 증가할수록 연소실내의 온도 분포 편차는 점차 작아지지만, 분사기 LOx post의 손상은 증가하는 결과를 나타내었다. Combustion characteristics of full-scale gas generators were studied experimentally by changing the injector number installed at the injector head. Three full-scale gas generators were utilized; they have same total mass flow rate but mass flow rates per injector are different. Thirteen, nineteen and thirty seven injectors, which have internal-mixing and double-swirl characteristics, are distributed in injector heads, respectively. The results showed that pressure fluctuations in the gas generators with 13 and 19 injectors didn't occur around longitudinal resonant frequency, however longitudinal-mode pressure fluctuation appeared slightly in the gas generator with 37 injectors. As the number of injectors increased, deviations of temperature distribution in the combustion chamber decreased gradually, but the damage of injector LOx posts became a little severe.
안규복(Kyubok Ahn),김종규(Jong-Gyu Kim),임병직(Byoungjik Lim),김문기(Munki Kim),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5
동축 와류형 분사기 19개로 구성된 연소기 헤드와 냉각채널을 갖는 연소실을 이용하여 연소시험을 수행하였다. 추진제로는 액체산소와 케로신(Jet A-1)이 사용되었으며, 연소시험은 연소실 압력 59~82 bar, 혼합비 2.0~3.0 영역에서 수행되었다. 냉각채널 연소실의 냉각 유체로는 물이 사용되었으며, 냉각채널 입구와 출구에서의 물의 온도를 측정하여 열유속 값을 계산하였다. 몇 번의 연소시험에서 연소불안정 현상이 발생하였으며, 이때 열유속이 증가하는 결과가 나타났다. 또한 열유속은 연소불안정이 발생하는 초기 시점에서 최대가 되는 것을 알 수 있었다. Hot-firing tests were carried out using a mixing head with 19 swirl coaxial injectors and a combustion chamber with internal cooling channels. Propellants of liquid oxygen and kerosene(Jet A-1) were burned in a range of chamber pressures(59~82 bar) and mixture ratios(2.0~3.0). The temperature of water which was used as cooling fluid, was measured at the inlet and the outlet of cooling channels, and heat flux could be calculated. During several hot-firing tests, combustion instability was encountered and thus heat flux was increased. It is found that the peak of heat flux took place in the initial stages of combustion instability.
75톤급 재생냉각 연소기 기술검증시제 연료 수류시험 및 차압 해석
안규복(Kyubok Ahn),김종규(Jong-Gyu Kim),임병직(Byoungjik Lim),김문기(Munki Kim),강동혁(Donghyuk Kang),김성구(Seong-Ku Kim),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11
한국형발사체 1단에 사용될 75톤급 액체로켓엔진 연소기의 기술검증시제를 설계, 제작하여 연료 수류시험을 수행하였다. 가압압력을 조절하여 연료 유량을 변경함으로써 주어진 유량에서 발생하는 연소기 재생냉각 채널에서의 압력 손실을 측정하였다. 연소실 각 부에서의 압력 손실을 측정할 수 있었으며, 상당량의 압력 손실이 유속이 강한 연소실 노즐목부에서 발생함을 확인하였다. 주어진 연료 수류시험 조건에서 수력학 해석을 통하여 수력학 해석 방법의 정확도를 검증할 수 있었다. Fuel-side cold-flow tests were performed on the technology demonstration model of a 75 ton-class liquid rocket engine combustion chamber for the first stage of the Korea space launch vehicle Ⅱ. Pressure drop in the cooling channels of the combustion chamber was measured by changing fuel mass flow rate through a pressure regulating system. Pressure drop in each segment of the chamber could be obtained and a lot of pressure drop was caused by high flow velocity in the nozzle throat segment. The accuracy of a hydraulic analysis method for calculating a pressure loss in cooling channels could be verified by applying it to the cold-flow test conditions.