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과산화수소/케로신(촉매점화) 점화기의 점화특성에 관한 연구
김기우(Kiwoo Kim),김태완(Taewan Kim),이양석(Yangsuk Lee),김유(Yoo Kim),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.5
점화기의 발열온도와 점화특성은 엔진 성능에 있어 매우 중요한 요소이다. 과산화수소/케로신 점화기는 과산화수소 분해율에 따라 큰 성능차이가 발생하므로 점화기의 연구에 앞서 촉매 분해성능 연구를 선행할 필요가 있다. 본 논문에서는 과산화수소/케로신을 사용하는 점화기를 제작하여 과산화수소/촉매의 비율에 따른 발열온도 파악과 이때 얻어진 자료를 바탕으로 O/F ratio 별 점화특성의 확인하였다. Exothermic and ignition characteristic of igniter is very important factor in engine performance. Since the igniter performance is effected by Hydrogen Peroxide decomposition rate, we have to test the preliminary catalyst performance test. In this report, after making igniter using hydrogen peroxide/kerosene, a thermal characteristic were examined by comparing hydrogen peroxide mass and catalyst mass. And then we study ignition characteristic of the affects of O/F ratio using the previous data.
이차목 디퓨저와 이젝터를 사용한 고공환경모사장치 예비설계
김중일(Joongil Kim),전준수(Junsu Jeon),김태완(Taewan Kim),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim),김유(Yoo Kim),한영민(Yeoungmin Han) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5
케로신과 액체산소를 추진제로 하는 로켓엔진의 고공환경모사를 위한 실험 장치의 예비 설계를 수행하였다. 고공환경모사를 위한 장치는 진공챔버, 초음속디퓨저, 열교환기, 이젝터, 증기 발생기로 구성된다. 로켓엔진을 장착한 진공챔버는 이차목 초음속 디퓨저에 의해 고공환경의 압력이 모사되고 이를 유지한다. 로켓엔진의 메인 연소가스는 열교환기에서 물로 냉각되며 이로 인한 혼합물은 이젝터로 인해 대기 중으로 배출된다. 이젝터는 75% 에탄올과 액체산소, 물로 작동하는 증기 발생기에 의해 작동되며 초기 진공도를 유지하는 역할을 한다. In this study, preliminary design of a high-altitude test facility (HATF) was performed to simulate the high-altitude environment using a rocket engine that liquid oxygen and kerosene were used as the propellant. Experimental facility consists of vacuum chamber, supersonic exhaust diffuser, heat exchanger, ejector and gas generator. The vacuum chamber was simulated and maintained high-altitude environmental pressure by supersonic exhaust diffuser. Combustion gas of the rocket engine was cooled by water at heat exchanger after that the mixed gas was emitted to the air by ejector. The ejector which was operated by the steam generator using 75% ethanol and liquid oxygen as propellants and water for steam maintains a vacuum condition.
김중일(Joongil Kim),고민호(Minho-Ko),김이중(Leejung Kim),서중규(Jungyu Seo),김형육(Hyungyuk Kim),김유(Yoo Kim),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
본 논문에서는 예비설계를 통한 고공환경모사 시험설비의 각 파트별 냉각수 공급시스템의 요구유량을 제시하였으며 요구유량에 따라 펌프식 및 가압식으로 나누어 냉각수 공급시스템을 설계ㆍ제작하였다. 펌프식 냉각수 공급시스템 및 가압식 냉각수 공급시스템의 cavitation venturi 검증실험을 통해 안정한 냉각수 유량을 공급할 수 있음을 확인하였다. In this paper, mass flow rate of a cooling water supply system was presented through preliminary design of high-altitude test facility(HATF). The cooling water supply system consisted of pressurization and pump type to satisfy flow rate requirements. Hydraulic tests were performed to verify mass flow rate of cooling water. The experimental result showed that the cooling water supply system could supply accurate mass flow rate to each part by cavitation venturies.
Rijke Tube를 이용한 열환경에서의 음향공 특성연구
김기우(Kiwoo Kim),김근철(Keuncheol Kim),김중일(Joongil Kim),고영성(Youngsung Ko),김홍집(Hongjip Kim),권오성(Osung Kwon) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11
수평방향의 전기히터 방식의 Rijke tube는 구조와 원리가 비교적 간단하여 열 음향 불안정 연구에 대표적으로 사용되고 있다. 본 논문은 음향공 특성연구의 일환으로 현재까지 수행하였던 상온감쇠실험과 열적 구배를 갖는 열 음향 불안정 환경과의 실험을 비교하기 위하여 연속적인 실험을 위하여 장시간에도 안정적인 Rijke Tube 제작 및 구성 방법을 제시하였다. 또한 모사된 열 음향 불안정 환경에 음향공을 장착하여 감쇠특성을 확인하여 추후 연구에 필요한 기초자료를 확보하였다. A horizontal Rijke tube with an electric heating part is a convenient system for studying the thermo acoustic instability. In this work, horizontal Rijke tube is manufactured to investigate and compare damping characteristics of Helmholtz resonator under unsteady heat release and room temperature conditions. We obtained basic data using the Helmholtz resonator which is used as passive damper under the thermo acoustic instabilities.
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.
동일 단면적 디퓨저에서의 상온 및 연소가스를 이용한 성능 특성 연구
김완찬(Wanchan Kim),김중일(Joongil Kim),김재호(Jaiho Kim),김태완(Taewan Kim),전준수(Junsu Jeon),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
본 연구에서는 과산화수소/케로신을 추진제로 하는 로켓엔진의 연소가스를 이용하여 고공 환경 모사를 위한 동일단면적 초음속 디퓨저를 설계/제작하였다. 상온 질소 가스를 이용한 축소형 상온 실험을 통하여 디퓨저의 성능을 예측하였고, 연소 실험을 통한 디퓨저의 성능과 비교 분석 하였다. 상온 축소형 디퓨저를 이용하여 실험한 결과 시동 압력 및 진공 챔버 압력은 각각 9.6 bar, 0.06 bar로 계측되었다. 시동 조건인 연소실 압력 10 bar를 목표로 실험을 수행한 결과, 연소실 압력이 9.4 bar로 계측되었고, 진공 챔버 압력은 0.05 bar로 계측되었다. A constant area exhaust diffuser(CAED) was designed and fabricated to simulate high altitude environment by hot combustion gas of a liquid rocket engine(propellant : hydrogen peroxide and kerosene). Diffuser performance was predicted by scale down experiment using nitrogen gas of ambient temperature. The result of the scale down experiment was compared and analyzed with diffuser performance by combustion test. Scale down experiment result showed that starting pressure of the CAED was 9.6 bar and vacuum chamber pressure was 0.06 bar. Combustion test was performed at the starting condition of diffuser. The combustion test result showed that combustion chamber pressure was 9.4 bar and vacuum chamber pressure was 0.05 bar.
Rijke tube를 이용한 열유동 환경하에서의 음향공 감쇠 특성 연구
김근철(Geuncheol Kim),전준수(Junsu Jeon),김재호(Jaiho Kim),고영성(Youngsung Ko),김홍집(Hongjip Kim),김영문(Youngmoon Kim) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11
본 연구에서는 열적 구배를 갖는 열음향 진동 환경에 Helmholtz resonator를 적용하여 연소 불안정 연구를 수행하고자 하였다. 열음향 불안정 환경은 DC power supplier를 이용한 전기적 방법으로 정량적인 열량을 공급하고 blower를 이용하여 유량을 제어하는, 특정한 공진 주파수를 갖는 수평형 Rijke tube로 구현하였다. 열음향 불환경 환경 하에서 얻어진 Helmholtz resonator 의 감쇠특성을 상온 실험 자료와 비교/분석하여 열음향 불안정 환경에서의 Helmholtz resonator의 감쇠특성을 확인하기 위한 예비 연구를 수행하였다. In this research, a Helmholtz resonator was applied to the thermo-acoustic environment that has thermal gradient using Rijke tube. The thermo-acoustic instability was invoked by a Rijke tube which use a DC power supplier and a Blower. A target instability frequency was appeared by the Rijke tube. A preliminary experiment on damping characteristics of the resonator in the thermo-acoustic environment was performed and compared with the room temperature experiment data.
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 740~760W/㎡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.