고속 추진 기관용 흡입구의 연소모의 준자유류 시험

진상욱(Sangwook Jin),최호진(Hojin Choi),배주현(Juhyun Bae) 한국추진공학회 2021 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2021 No.11

엔진 시뮬레이션 프로그램 개발의 국제 동향

진상욱(Sangwook Jin),김귀순(Kuisoon Kim),최정열(Jeong-Yeol Choi),안이기(lee Ki Ahn),양수석(Soo Seok Yang) 한국추진공학회 2007 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2007 No.4

Kiel Probe의 배기구 위치에 따른 전압력 측정 가능 범위 각도

진상욱(Sangwook Jin),황기영(Giyoung Hwang),민성기(Seongki Min) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12

Kiel형 전압력 프로브를 설계하고 전산유체해석(Computational Fluid Dynamics, CFD)을 활용하여 0~60° 받음각(α)에 대한 전압력 측정 전산 실험을 하였다. 외곽 튜브에 있는 배기구의 중심에서 내부튜브의 끝단까지의 상대적인 위치를 주요 설계 변수로 하였다. 배기구의 중심 위치가 내부 튜브의 끝단과 동일한 경우, 내부 튜브의 반경만큼 상류에 위치한 경우, 하류에 위치한 경우의 3가지로 나누어 계산하였다. 하류, 동일 위치의 경우 넓은 범위의 전압력 측정이 가능하였으나 상류에 위치한 경우는 그 범위가 다소 좁았다. 배기구의 위치는 프로브 전방에 형성되는 유동의 차이를 발생시키고 이는 전압력 측정 가능 범위를 결정짓는 요소로 작용한다. A Kiel-type total pressure probe was designed and its measuring range has been analyzed by using CFD(Computational Fluid Dynamics) for the range of AOA(angle of attack, α) between 0 and 60°. The main design parameter is the relative position of vent hole on the outer tube between the tip of the inner tube and the center of vent hole. The relative positions are the upstream, the downstream and the position of the inner tube tip. The downstream and the inner tube position have a wide range of measurement angle while the upsteam has a narrow range. The vent position causes the frontal flow difference of probe, which decides the available measurement range of total pressure.

OFDM 시스템에서 속도 향상을 위한 심볼 타이밍 동기 기법

진상욱(Sangwook Jin),이태홍(Taihong Yi) 한국멀티미디어학회 2001 한국멀티미디어학회 학술발표논문집 Vol.2001 No.2

극초음속 유동 시험을 위한 데토네이션 적용 충격파 발생 연구

진상욱(Sangwook Jin),최호진(Hojin Choi),문관호(Kwanho Moon),배주현(Juhyun Bae),길현용(Hyunyong Gil),박동창(Dongchang Park) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5

데토네이션을 이용하여 고압부 압력을 형성하는 충격파 터널에서 기체 조성비에 따른 시험 유지시간을 KASIMIR 소프트웨어를 이용하여 계산하고 시험을 수행 하였다. 수소, 산소 혼합기체의 당량비 1의 조건에서 아르곤 가스 비율에 따라 고압부 내의 충격파 속도의 감소 정도를 계측하고 마하수 6, 고도 27 km의 모의 시험 조건에서 시험 가능 시간 차이를 확인하였다. Effective test time at a shock tunnel which generates the high pressure at the driver tube by using detonation wave has been calculated by KASIMIR software and tested experimentally. The reduction of shock wave speed at the driver tube depending on volumetric ratio of Ar gas in a condition of equivalence ratio 1 of hydrogen and oxygen gas mixture was measured. And the difference of available test time has been confirmed for the each condition at the simulating condition of flight Mach no. 6, altitude 27 km.

고온 연소가스에 노출되는 디퓨저의 복합 열전달량 계산

진상욱(Sangwook Jin),나재정(Jae-Jung Na),이상호(Sang-Ho Rhe),이규준(Kyu-Jun Lee),임진식(Jin-Shik Lim),김성돈(Sung-Don Kim) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11

고온의 연소가스에 노출되는 디퓨저 냉각에 필요한 열량을 계산하였다. 디퓨저 내부는 공기와 혼합된 연소가스가 흐르고 디퓨저 벽체는 채널로 구성된 공간에 물이 흐르도록 되어 있다. 디퓨저 구조물과 유체 간에 또는 유체 자체적인 열전달과 구조물 내부의 열전달 현상은 복합적인 형태로 나타나는데 고온에서 작동하는 점을 고려하여 복사, 대류, 전도 모두를 적용 하였다. 열전달량 계산은 경험식에 근거한 1차원 해석과 CFD 해석의 2가지 방법으로 수행하였다. 1차원 해석은 경험식을 통해 얻어진 결과를 적용하여 열전달량을 산출하였고, CFD 해석은 DO 복사 열전달 모델을 적용하여 계산하였으며, 계산의 타당성을 검정하기 위하여 두 방법을 비교 하였다. 총 열전달량의 차이는 1% 미만으로 거의 같았으나, 1차원 계산은 열전달 모델의 단순화로 디퓨저 입구에서의 순환영역을 구현하지 못하여 전체적인 열전달량 분포에서는 차이를 보였다. 디퓨저의 안정성을 확보하기 위한 냉각수 용량은 2가지 계산 결과를 조합하여 각 구간별로 최대 열전달량을 근거로 도출하였다. Analysis of conjugated heat transfer has been conducted for the diffuser exposed to hot combustion gas to design the mechanical durability in high temperature. All the heat transfer means, conduction, convection and radiation have been considered to calculate the total heat flux from hot gas to diffuser surface. The calculation has been implemented by two kinds of methods. One thing is one dimensional method based on empirical equations. The other is CFD(Computational Fluid Dynamics) axisymmetric calculation containing κ-ω SST(Shear Stress Transport) turbulent model and DO(Discrete Ordinate) radiation model. The derived results of two methods have compared and showed similar values. From this result, the amount of cooling water and the dimension of water cooling channel were decided.

폭굉 가압 방식의 충격파 관 시험장치 개발

진상욱(Sangwook Jin),최호진(Hojin Choi),배주현(Juhyun Bae),이형주(Hyung Ju Lee),문관호(Kwanho Moon),박동창(Dongchang Park),김용련(Yeongryeon Kim) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5

폭굉 가압 방식의 소형 충격파 관 시험장치를 개발하였다. 시험장치는 고압부, 저압부, 댐핑 탱크의 3개의 배관으로 구성되고 각 배관의 연결부는 시험을 편의성을 위해 유압 실린더가 적용된 격막 교체장치가 설치되어 있다. 운용 가능한 기체는 수소, 산소, 질소, 공기이다. 쉴킨 스파이럴 코일이 포함된 Pre-detonator를 사용하여 DDT(Deflagration to Detonation Transition)를 촉진하였으며, 수소-산소 연소반응으로 발생되는 폭굉 전파 속도 측정용 이온센서, 입사 충격파 속도 확인용 동압센서가 적용되었다. 개발된 시험장치는 충격파 터널을 제작하기에 앞서 제작, 운용 등의 기술적 위험도를 낮추고 안정적인 폭굉 발생 및 반복적인 입사 충격파 형성 데이터를 입수하는 목적으로 활용될 예정이다. A small scale detonation driven shock tube has been developed. The test facility consists of three parts of tubes which are a driver tube, a driven tube and a damping tank. Available gas supply sources are hydrogen, oxygen, nitrogen and dry air. For the convenience of experimental processes, a diaphragm exchanging device has been adopted. Pre-detonator with Shchelkin Spirals is used for the promotion of DDT(Deflagration to Detonation Transition). To obtain the signal of detonation in the reaction of hydrogen-oxygen detonation, five ion sensors are installed in the driver tube, a couple of dynamic pressure sensors are used to measure the incident shock in a driven tube. The developed test device will be utilized as a pilot apparatus to acquire the data for making stable detonation in a driver tube and repeatable incident shock in a driven tube, to improve the efficiency of test process, and ultimately to reduce the technical risk in a bigger shock tunnel facility.

초음속 연소기 화염 침투 거리 향상 연구

진상욱(Sangwook Jin),최호진(Hojin Choi),이형주(Hyung Ju Lee),변종열(Jong-Ryul Byun),배주현(Juhyun Bae),박동창(Dongchang Park) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5

공동형 화염 안정화 장치를 갖는 초음속 연소기시험을 수행하였다. 직접 연결 방식으로 수소를 파일럿 연료로 사용하였고, 점화원은 메탄 토치를 적용하였다. 연료는 가열공기와 액체 연료를 혼합하는 방식으로 공급하였고, 경사형과 공력 램프 형의 2가지 방식으로 분사하였다. 비연소 시 동일 당량비 조건에서 공력 램프의 경우가 15% 높은 침투 거리를 가졌으나, 내부 압력 분포는 거의 동일하였다. 연소 조건에서 공력 램프 분사는 화염이 공동 후단에서부터 넓게 분포하고 연소기 후단에서 균일하였다. 또한, 연소실 내부 압력 분포도 상대적으로 낮은 당량비의 압력이 높게 형성되었으며, 그 결과 격리부 전방까지 압력이 전파 되는 현상을 보였다. A direct connected test has been conducted for a supersonic combustor which has a cavity type flame holder. Hydrogen was supplied as a pilot fuel, and a methane torch was used for an ignitor. An air assisted fuel has been injected to main stream by two kinds of method; an inclined and an aeroramp injectors. The aeroramp injector showed longer penetration depth than the inclined one at almost same pressure distribution along the main stream of air, and had a wider area of flame near the cavity and more even flame distribution at the exit of the combustor. Besides, the distribution of internal pressure for the areoramp injection case had higher values than that for the inclined one at lower equivalence ratio and as a result the high pressure region propagated to the upstream of the isolator.

초음속 연소기 전압력 측정 레이크

진상욱(Sangwook Jin),최호진(Hojin Choi),이형주(Hyung Ju Lee),배주현(Juhyun Bae),변종열(Jong-Ryul Byun),박동창(Dongchang Park) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.12

모델 초음속 연소기 시험에 필요한 레이크를 제작하였다. 무차원 열전달량 계산, 레이크 내부 채널설계, 출구면 유동 교란 확인 유동해석, 내/외부 유동 및 전도를 고려한 냉각 해석을 통해 설계의 타당성을 확보하였다. 제작된 레이크는 시험에 적용하여 필요한 전압력을 정상적으로 계측하였다. The rake required for measuring the total pressure at the exit of the model scramjet engine has been made. A design feasibility was confirmed through the calculation of dimensionless heat transfer, the analysis of internal flow, the flow disturbance at the combustor exit, and the cooling calculation by means of CFD for the internal, external flow with considering conduction heat transfer. The manufactured rake was applied to the test and the total pressure was normally measured.

모델 스크램제트 엔진 연소실 벽면 냉각 채널 개념 설계

진상욱(Sangwook Jin),최호진(Hojin Choi),이형주(Hyung Ju Lee),배주현(Juhyun Bae),박동창(Dongchang Park) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.12

직접 연결식으로 시험이 수행될 모델 스크램제트 엔진의 연소실 벽면 냉각을 위한 냉각채널의 개념 설계에 필요한 유동해석을 상용유동해석 프로그램인 Solidworks FLoworks를 이용하여 수행하였다. 냉각 채널간의 유동을 균일하게 만드는 것을 목표로 입구와 출구 면적 변화, 입구 후단 정체영역과 출구 전방 정체영역의 크기와 유무, 오리피스 유무, 오리피스와 냉각 채널 결합 유무 등의 다양한 형상에 대해 유동해석을 실시하였다. 해석 결과로부터 냉각 채널과 결합된 오리피스가 유속을 결정하는데 중요한 역할을 하며 오리피스와 냉각 채널이 결합된 형태에서 오리피스 면적이 동일하면 냉각채널 간의 유속이 균일해진다는 사실을 발견하였다. The flow analysis required for the conceptual design of the cooling channel on combustor wall in a model scramjet engine has been conducted by a commercial flow analysis software tool, Solidworks FLOWORKS. In order to make the flow between the cooling channels uniform, flow analysis is carried out for various shapes such as inlet and outlet area change, size of inlet stagnation area and exit stagnation area, with or without orifice, with or without combination of orifice and cooling channel . From the analysis results, it was found that the orifice combined with the cooling channel plays an important role in determining the flow velocity, and when the orifice area and the cooling channel are combined, the flow rate between the cooling channels becomes uniform.