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오필용(Philyong Oh),Rajesh Kumar Chinnaraj,홍성민(Seong Min Hong),신의섭(Eui Sup Shin),최성만(Seong Man Choi) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회지 Vol.22 No.5
Thermal protection materials (TPMs) are very crucial for the survival of any re-entry space vehicles. One of the systems used for rigorous validation of TPMs is an enhanced Huel type segmented arc-heated plasma wind tunnel. A 0.4 MW class arc-heated plasma wind tunnel has been constructed at Chonbuk National University which is capable of producing high enthalpy supersonic flow. In this paper we have studied the characteristics of plasma flow according to power and mass flow parameters.
0.4 MW급 플라즈마 풍동을 이용한 우주용 내열재료의 삭마 시험
오필용(Philyong Oh),최정철(Jung Chul Choi),문세연(Se Youn Moon),홍봉근(Bong Guen Hong) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5
우주비행체의 지구 재진입시 고엔탈피 압축성 유동에 의한 공력 마찰로 인해 비행체는 표면으로부터 10 MW/㎡ 이상의 열유속이 발생한다. 이로 인한 우주용 내열재료의 평가가 필요하며, 열차폐체는 비행시험에 사용 되기전 지상에서의 성능시험이 필수적으로 요구된다. 고엔탈피 플라즈마 풍동은 초음속 비행과 우주 비행체의 지구 재진입 조건 등 극한 환경의 모사가 가능하므로 열차폐체 평가 및 고온재료의 성능시험에 적용할 수 있다. 고온삭마 재료 중 탄소섬유강화 복합재 [4-5] 는 강한 산화 저항성과 높은 열기계적 성능이 우수해 우주용 내열재료로 사용된다. 극한 공력가열에 노출되는 우주용 내열재료의 평가를 위해 전북대학교 고온플라즈마응용연구센터에 구축된 0.4 MW급 분절형 아크 히터 플라즈마 토치를 이용하여 내열 삭마시험을 하였다. 분절형 아크 히터 풍동은 초음속의 고온 플라즈마 유동을 통해 내열재료의 삭마 거동을 살펴보았으며, 시편의 노출 시간, 표면 온도, 표면 침식율, 질량 감소율 등을 관찰하였다. 아크 플라즈마 풍동의 열유속은 5 ~ 10 MW/㎡ , 속도는 마하 3의 조건에서 실험하였다. Space vehicles reentering the earth"s atmosphere at high speed face a high enthalpy supersonic plasma flow induced by aerodynamic heating of the vehicle"s surface [1-3], which can transfer a heat flux above 10 W/m2 to a vehicle"s surface, necessitating the development of reliable thermal protection systems (TPS). A segmented arc plasma torch was designed to produce a supersonic plasma flow with enthalpy above 13 MJ/kg at a velocity of Mach 3. With flow rate of the gas in 16 g/s and the 195 input current in, we investigate evaluation of Heat Shield Materials for Aerospace Applications using a 0.4 MW class segmented arc plasma.
Supersonic Mach Disk Characteristics in a Plasma Wind Tunnel
Rajesh Kumar Chinnaraj(친나라즈라제쉬쿠마),Philyong Oh(오필용),Seongman Choi(최성만) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5
0.4 MW 급 고 엔탈피 초음속 아크 가열 플라즈마 풍동에서 발생된 팽창 유동에 대한 기초연구를 실험적으로 완료하였다. 노즐 출구로부터의 마하 디스크의 직경과 위치는 전체 압력비가 200에서 30까지 측정되었다. 마하 디스크 직경과 위치에 대한 경험적인 상관관계는 실험결과와 매우 일치하는 결과를 얻었다. A primary investigation on the underexpanded flow generated in a 0.4 MW class high enthalpy supersonic arc-heated plasma wind tunnel is conducted experimentally. The diameter and the position of the Mach disk from the nozzle exit is measured for overall pressure ratios ranging from 200 to 30. The empirical correlations for Mach disk diameter and position are determined which show very good agreement with experimental results.
0.4MW 아크 가열 풍동 시험을 통한 삭마 재료의 표면 특성 연구
김남조(Nam Jo Kim),오필용(Philyong Oh),신의섭(Eui Sup Shin) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.12
고온 환경에 노출되는 열 보호 시스템의 삭마 현상에 의한 표면 침식은 주로 재료의 두께 방향으로 진행된다. 본 논문에서는 0.4MW 아크 가열 풍동을 통한 삭마 실험을 수행하고 삼차원 표면 측정기를 이용하여 삭마 재료의 표면 상태를 측정하였다. 특히, 정밀한 삼차원 이미지 데이터를 획득하여 고온 플라즈마 환경에서 진행된 삭마 재료의 표면 거칠기와 침식량을 산출하였다. 이와 같은 삭마 실험 전후에 발생된 시편의 질량 감소도 함께 측정함으로써 표면 특성의 변화를 정량적으로 비교 및 분석하였다. Ablative materials in a thermal protection system for atmospheric re-entry suffers from the most severe heat fluxes and temperatures, which induces surface recession in the thickness direction. In this paper, a 0.4MW arc-heated wind tunnel is operated to test for ablative materials, and a non-contact three-dimensional surface measuring system is used to evaluate the different surface characteristics of them. In particular, by postprocessing the three-dimensional image data, the surface roughness and recession of ablative materials can be calculated before and after the wind tunnel test. Moreover, the surface properties are analyzed quantitatively by comparing volume and mass losses of the test specimens.
Supersonic Mach Disk Characteristics in a Plasma Wind Tunnel
Rajesh Kumar Chinnaraj,Philyong Oh(오필용),Seongman Choi(최성만) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회지 Vol.23 No.1
A primary investigation on the underexpanded flow generated in a 0.4 ㎿ class high enthalpy supersonic arc-heated plasma wind tunnel is conducted experimentally. The diameter and the position of the Mach disk from the nozzle exit is measured for overall pressure ratios ranging from 200 to 30. The empirical correlations for Mach disk diameter and position are determined which show very good agreement with experimental results.
친나라즈라제쉬쿠마(Rajesh Kumar Chinnaraj),박규상(Gyusang Park),오필용(Philyong Oh),최성만(Seongman Choi) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5
우주선의 열 보호 시스템(TPS)은 대기에 진압하는 동안 극한의 상황에 노출된다. 따라서 극한 상태에서의 열 보호 시스템의 재료에 대한 실험의 필요성은 증가하고 있다. 본 논문에서는 우주선이 대기에 진입하는 극한의 환경을 모사한 상태에서의 재료실험을 다루고자 한다. 재료시편은 극한환경의 플라즈마 유동에 노출시키고, 열전대, 파이로미터, 적외선 카메라 등의 접촉 및 비 접촉식 측정 기술을 사용해서 재료의 특성을 파악하고자 한다. Thermal protection systems(TPS) of space vehicles are subjected to extreme conditions during atmospheric entry. So there raises a need for extreme condition testing of TPS materials. This paper presents an experiment in a simulated condition which space vehicles endure during atmospheric entry. The specimens are subjected to same extreme conditions with the help of plasma wind tunnel. The characterization of the specimen is done from intrusive and non-intrusive measurement techniques such as thermocouples, pyrometer and infrared thermography.