Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference (한국추진공학회:학술대회논문집)
The Korean Society of Propulsion Engineers (KSPE)
- Semi Annual
- /
- 1975-342X(pISSN)
Domain
- Machinery > Space Launch Vehicle
2006.11a
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본 논문에서는 분리장치 개발을 위해 3D 형상설계 및 유소요소법을 이용한 구조해석을 수행하였다. 이를 기반으로 시제품을 제작하였으며, 여러 환경시험을 수행하여 신뢰도를 향상시켰다.
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발사체가 정확하게 주어진 궤도에 인공위성을 투입시키기 위해서는 Pitch, Yaw, Roll의 3축을 제어하는 정밀한 자세 및 제어 시스템이 필요하다. 현재 사용되고 있는 자세 제어 시스템은 크게 Cold gas 방식과 단일 및 이원 추진제를 사용하는 액체 추진 기관이 일반적으로 발사체에 사용되고 있다. 위와 같은 추진제를 사용하는 추력 제어시스템의 장단점을 분석을 통하여 시스템의 단순성 및 구조비와 운영 측면에서 향후 개발될 발사체 상단에 적용할 수 있는지를 판단하고자 하는 것이 목적이다.
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본 연구에서는 열선풍속계를 이용하여 다중 제트 유동장을 측정하여 해석하였다. 노즐배열은 원주상에 등간격으로 배열되였으며, 중심에 노즐이 있거나 혹은 없는 두 가지 경우로 분류하였다. 두 가지 경우의 레이놀즈 수가 노즐 출구에서 약
$10^4$ 일 때, 평균 속도, 레이놀즈 응력 등을 측정하였다. Tollmien 의 이론 속도 분포식은 중심에 노즐이 있는 경우에서 노즐 출구로부터 약 48d인 지점에서 성립하였다. 최대속도 감소와 상호작용은 중심 노즐의 유무에 의존한다. -
최근 미소기전시스템(MEMS)를 개발함에 있어 마이크로 크기의 유동가시화는 중요한 문제이다. 특히 유체와 고체표면의 상호작용에 있어 표면의 친수성과 소수성의 성질은 미소유체를 조절 가능케 하는 핵심적인 역할이다. 본 연구에서는 마이크로 채널 내 표면을 개질하여 친수성 및 소수성의 벽면 경계조건 습윤도를 측정하였고, 또한 micro-PIV를 이용하여 벽면 근처에서의 속도 분포를 분석하였다.
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공동 현상은 난류와 이상 유동으로 인해 그 해석에 어려움이 따르게 된다. 따라서 본 연구에서는 Pressure based 알고리즘을 이상 유동 포착 기법 중, volume fraction모델에 Kunz의 공동 현상 모델을 이용, 공동 현상을 해석할 수 있는 코드를 개발하였다. 이를 통해 2차원의 수중익 주위의 정상유동 해석을 통하여 수중익 주위의 압력 분포를 비교, 코드의 검증을 마쳤다. 또한 2차원 수중익 주위의 비정상 해석을 통해 재진입 영역의 발달에 따른 공동의 생성 및 붕괴를 모사하여 실험 결과와 비교하였다.
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본 연구는 가압상태에서 오링 변형 거동을 측정하기 위한 새로운 시험 기법을 개발하기 위함이다. 전산화 단층촬영으로 압출 틈에서 측정한 압출 길이와 비접촉 레이저 변위 센서로 측정한 압출 길이는 결과가 일치하였다. 전산화 단층촬영에서 측정한 변형된 오링 형상과 유한요소법으로 해석하여 얻은 오링 형상은 압출 길이와 확장 지름은 일치하였으나, 오링과 스틸의 접촉 길이는 전산화 단층촬영의 결과가 유한요소해석의 결과보다 약간 크게 측정되었다.
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Onset voltage plays a crucial role in the design of a spray microthruster. This paper presents an analytical electrostatic model to predict the behavior of onset voltage in an array of emitters. The basic idea of this method is to superimpose the electric potentials obtained from each individual emitter in an array of emitters. The results show that if one emitter operates and the other neighboring emitters are dry, the potential required for cone-jet spraying generally increases as the emitter spacing decreases (due to electrical shielding). However at very close spacing the potential can decrease. If all emitters operate at the same time, the phenomenon that even at very close spacing the onset voltage required for cone-jet spraying increases merely as the emitter spacing decreases.
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NamKoung, Hyuck-Joon;Kim, Hwa-Jung;Han, Poong-Gyoo;Lee, Kyoung-Hun;Kim, Young-Soo;Jeong, Hae-Seung;Lee, Sang-Youn 34
연소기 노즐은 고온 고압의 연소가스를 화학에너지에서 운동에너지로 변환시켜 추력을 발생시킨다. 따라서 노즐 내부 벽면은 고온 고압의 연소가스에 노출되며, 특히 노즐 목에서는 최대 열하중을 받는 구간으로서 열구조적으로 안정성을 확보한 냉각 시스템 설계가 이루어져야 한다. 본 연소기 노즐은 수냉 방식으로서 열전달 효율을 높이기 위해 냉각 채널 구조로 되어 있다. 본 연구에서는 연소기 노즐을 위한 냉각 채널 구조의 기본 설계안에 대해 유동 해석을 수행하고 공급 압력 및 유량 변화에 따른 입/출구 사이의 압력 강하량을 예측하여 초기 형상안에 대한 압력 손실 및 설계 유량 공급을 위한 압력 조건에 대해서 평가하고자 하였다. 최종 선정안에 대해서는 내부 열전달 및 유동장 해석을 수행하여 흐름 및 열구조 안정성을 평가하였다. -
축열식 가열기는 주로 초음속 지상추진 시험설비의 고고도 조건 모사를 위하여 구축되는 장비로 이외에도 로켓 엔진 노즐의 추력 보정시험, 가스터빈 엔진 연소기 모사시험에 범용으로 사용할 수 있다. 한국항공우주연구원에서 보유하고 있는 축열식 가열시스템은 마하
$2{\sim}5$ , 고도$0{\sim}25km$ 의 범위에서 구동하는 초음속 지상추진시험설비의 전온도 모사를 목적으로 설계되었으며, 최고 모사 온도 1,300 K, 최고 가압압력 3.5 MPa의 성능을 낸다. 본 논문에는 본 원에서 구축한 축열식 가열기의 목표로 한 일본 JAXA RJTF에 구축되어있는 축열식 가열기에 대하여 정리하도록 한다. -
산화제 과잉 예연소기는 고성능 closed cycle 액체추진로켓 시스템에 적용된다. 이러한 산화제 과잉 연소기는 산화제-연료 혼합비가 약 50이상에서 작동하므로, 예연소기에서 분무특성과 혼합성능이 연소 안정성에 큰 영향을 주게 된다 본 연구에서는 예연소기에 적용 가능한 분사기를 설계하고, 유량측정, 가시화 실험을 수행하여 예연소기 분사기의 분무특성을 연구하기로 한다.
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우주 시스템에 사용되는 각종 추진제 탱크는 내 외부압력 및 온도, 무게 등의 조건을 고려하여 설계되어야 한다. 특히 탱크의 외부 조건에 의해 탱크에 발생 또는 전달되는 정적, 동적 하중조건을 충분히 지지할 수 있도록 설계 고려하는 것이 탱크 설계의 주요한 인자 중 하나라고 할 수 있다. 이와 같이 탱크를 지지하는 것을 탱크 마운팅(tank mounting)이라고 한다. 탱크 마운팅을 위해서는 견고한 구조와 함께 간단한 제작성, 가벼운 무게, 저렴한 제작비 등을 고려하여야 한다. 본 논문에서는 추진제 탱크 마운팅 방법의 종류 및 특징에 대해 언급하고, 해외 우주관련 프로그램에 적용된 마운팅 방법에 대해 소개하도록 한다.
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횡단류 아음속유동장에서 연료의 수직 분사시 나타나는 액적영역의 액적들을 직접사진촬영으로 측정하고 PLLIF 실험을 통하여 얻은 강도 값으로 SMD분포를 측정하였다. 본 연구의 목적은 정상유동에서의 액적들의 크기 및 분포를 관찰하고, 캐비테이션 및 수력튀김 현상에 대한 액적들의 차이를 확인하는 것이다. 실험을 통하여 정상유동의 액적들은 분사차압, 공기의 유속, 침투거리, 인젝터 지름에 대한 하류방향 거리비(x/d)에 의하여 결정되며, 캐비테이션에 의한 난류강도, 유효지름에 따라 차이가 있음을 확인하였다.
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본 논문에서는 진공실험 시설에서의 여러 미소추력 측정방법에 대한 소개와 필요성을 말하고 있다. 이는 실제 마이크로 인공위성에 적용을 위한 마이크로 추력기 개발을 위해 필수적인 요소이다. 우주환경모사를 위해 충남대학교 고진공 설비를 구축하였으며, 이 설비에서 효율적인 미소추력 측정이 이루어질 수 있도록 진공 챔버 내의 미소 추력측정 방법에 대한 연구를 진행하였다.
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본 논문은 미국의 우주개발과 함께 고안되어 여러 산업에 걸쳐 적용된 바 있는 확률적 위험 분석(probabilistic Risk Assessment; PRA) 기법의 역사와 내용을 소개하고 현재 항공우주연구연이 개발하고 있는 소형위성발사체(KSLV-I)의 추진기관에 대하여 그 흐름대로 적용하여 실제 기술적 위험 관리와 신뢰도 분석에 적용 가능함을 확인하고 한다.
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소형위성발사체(KSLV-I)의 2단에 적용되어질 엔진의 작동환경은 진공과 유사하다. 고고도에서 사용되는 로켓은 성능을 최대한 향상시키기 위해서 노즐의 팽창비가 상대적으로 크게 설계된다. 하지만 지상에서 연소시험을 수행할 경우 배압이 상대적으로 크기 때문에 노즐에서 박리(separation)가 발생하여, 실제 추력 값보다 작은 추력을 발생시키며 노즐에 극심한 진동을 유발하게 된다. 그러므로 정확한 추력을 예측할 수가 없으므로 고공 환경을 모사할 수 있는 시험설비를 이용하여 연소시험을 수행하는 것이 반드시 필요하다.
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측면 기울기가 변하는 사다리꼴 핀이 일차원 해석적 방법에 의하여 최적으로 설계된다. 각기 다른 네 경우의 대류특성계수에 대하여 핀 끝 길이를 따른 열손실의 변화경향이 보여 진다. 최적의 열손실은 다소 임의적으로 최대열손실의 92%로 선택된다. 이러한 최적의 열손실이 발생할 때의 최적의 핀 길이 대 대류특성계수의 변화가 나타내진다. 최적의 유용성과 특정한 경우의 유용성이 핀 형상 계수의 함수로 보여 진다.
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본 연구는 원통형 탱크에서의 유동의 배수 특성을 메시형 회전억제장치의 중앙 구멍의 크기를 변화하면서 연구하였다. 그리고 원통 탱크 내부의 회전을 억제하는 다른 형태의 회전 억제장치를 사용하여 그에 따른 유동의 변화를 규명하고자 하였다. 측정 장치는 PIV을 이용하여 수행하였으며, 회전이 탱크 내부에 회전이 없는 경우와 있는 경우에 측정하였으며, 배수가 없는 경우와 배수가 있는 경우도 측정하였고 원통 탱크의 수직면과 수평면을 측정하였다.
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이미 발사체 개발의 선진국이 된 미국과 유럽 등도 발사체 개발 중 여러 실패 경험을 해 왔다. 아직 초보적인 수준인 우리의 경우 선진국의 실패사례를 조사하여 숙지한다면 우리의 발사체 개발 연구에 많은 도움이 될 것이다. 본 눈문에서는 미국의 스페이스셔틀, 유럽의 아리안 발사체를 중심으로 실패사례를 조사하고 분석해 보았다. 이는 극히 일부분이며 앞으로 러시아와 기타 국가에 대해서도 더 다양한 실패사례를 조사할 필요가 있다고 사료된다.
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발사체는 수많은 서브시스템들로 구성된 복잡한 하나의 대형 시스템이다. 이런 시스템 하나하나를 개발하고, 통합해서 임무를 수행하는 데는 많은 경험과 통합기술이 필요하다. 이런 기술과 경험은 한순간에 얻어지는 것이 아니지만 선진 사례를 통해서 개발절차를 연구해보았다. 발사체 시스템의 크기에 따라서 업무의 성격과 복잡성은 달라질 수 있으나 체계화 된 업무 절차는 동일 할 것으로 판단된다. 여기에 소개한 발사체의 개발과정은 나사에서 수많은 발사체를 개발하면서 경험한 절차를 토대로 프로그램의 수명주기를 통해서 어느 정도 표준화된 것이다. 이 개발단계는 발사체의 수명주기를 통해서 10단계로 구성되었다.
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The purpose of this study is to analyze the installed performance of the PW206C turbo shaft engine used in the development of the smart UAV(Unmanned Ariel Vehicle) by KARI(Korean Aerospace Research Institute). It mainly aims to investigate performance behavior at installed conditions using both inlet and exhaust losses generated by CFD analysis of the ducts. The ways employed to be able to analyze the performance extensively were mainly rallied out by performing design point analysis of the engine where the performance simulation results from the commercial program 'GASTURB 9' used for simulation were used as inlet boundary condition for the ducts in CFD program The use of CFD tool involve modeling of the ducts to conform with the stipulated shape and sizes as defined by KARI with a grid density that allows reasonable flow characteristics applicable to aircraft components. Respective values of Shaft horse power obtained by varying flight Mach number, Gas generator RPM and Altitude considering several losses inclusive of those estimated by use of CFD tool were then plotted at three conditions with the ECS-OFF, ECS-MAX and at un-installed condition. Reasonable results were obtained as a result of using computational fluid dynamics that can hence be justified as an alternative tool for use in future flow analysis of engine and components.
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Stout & Snell[1]이 수행했던 설계 과정을 기초로 하여 우주발사체 추진제 가압시스템 설계에 대한 기본적인 내용을 정리한다. 발사체 설계 초기 결정되어야 하는 가압시스템 요구 조건과 전반적인 시스템에 대한 물리적인 모델에 대한 내용을 소개하고, 온/오프 솔레노이드 밸브를 이용하는 가압 제어 시스템 설계에 대한 기본적인 내용 간략히 정리한다.
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액체로켓 추진시스템에서 가압시스템은 발사체 추진제 탱크의 얼리지 공간에 제어된 가스를 공급하는 것이다 가압시스템에서 고온 가스 열교환기를 적용하는 데는 가압제의 비용적을 증가시켜 전체 발사체 시스템의 중량을 감소시키는 장점이 있다. 그러므로 가압시스템 성능에 있어서 주목할 만한 개선점은 특히 극저온 시스템에서 얻어질 수 있다. 본 연구에서는 외부 유체와 가압제로 공기와
$CN_2$ 를 각각 적용하였다. 가압제 토출 특성에 관한 수치 해석은 PTF에서 수행된 실험 결과와 비교되었다. 해석과 실험 결과의 오차는 약${\pm}15%$ 이내로 나타났다. 이러한 해석적 접근을 사용하면 액체산소에 잠겨진 극저온 가압제의 온도강하율을 예측할 수 있을 것으로 사료된다. -
터보펌프식 발사체 추진기관의 기체공급계 개발과정을 통하여 두 가지 방식의 가압시스템과 저중량 배관시스템에 대한 국산화 개발을 수행하였다. 서브시스템 시험을 통해 액체산소 얼리지 압력을 일정하게 유지시키기 위한 1단 및 2단 감압방식 가압시스템의 제어 성능을 확인할 수 있었다. 또한 열/유체적 측면과 구조적 측면을 체계적으로 고려하여 배관 시스템의 요구성능을 만족하고 발사체에서 요구되는 수준까지 무게가 저감된 배관 시스템 개발을 개발하였다. 이와 아울러 터보펌프에서의 케비테이션 방지 및 지상 대기시간동안에 배관에서 발생할 수 있는 가이저링을 방지하기 위한 액체 산소 컨디셔닝 기술을 확립할 수 있었다. 또한 가압부/산화제 공급계 연계시험을 통해 시스템 차원의 성능을 확인할 수 있었다.
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본 논문에서는 역해석의 한 형태인 시험데이터 보정기법을 제시하였다. 이 방법을 적용하여 계측이 용이한 온도/압력 데이터로부터 상대적으로 계측이 어려운 유량, 열 전달율 등의 데이터를 도출할 수 있었다. 본 논문에서는 시험데이터 보정기법을 활용하여 발사체 가압시스템으로 널리 활용되는 극저온/고압 헬륨 토출시스템의 예비시험을 통하여 획득된 온도/압력 데이터로부터 유량, 열 전달율을 도출하는 방법 및 결과를 제시한다.
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가스발생기 사이클 엔진시스템 설계를 입력값과 기본 요구값으로 나누어 설계 요구값을 만족하기 위한 설계변수 11개를 정의하였다. 이 11가지의 설계변수를 통하여 설계 요구값을 만족하기 위한 압력 유량 파워 균형 관계식 11개를 제시하였으며, Newton 방법을 이용하여 해를 찾는 프로그램을 제작하였다. 고안된 프로그램을 이용하여 가스발생기 사이클 엔진의 시스템설계를 수행하여 그 유효성을 입증하였다.
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액체추진제로켓엔진(LRE)은 로켓의 궤도 및 동특성 제어에 있어서 가장 중용한 부분 중 하나이다. LRE 제어 목적은 주어진 추력 궤도에 맞추어 추력을 조절하는 것과 주연소실과 가스발생기 내의 연소가스의 온도가 일정 범위를 넘어가지 않도록 추진제의 혼합비를 일정하게 유지시키는 것이다. 이런 제어 목적을 가진 LRE는 LRE를 구성하고 있는 구성품 간의 상호간섭에 의하여 다중제어가 쉽게 이루어지지 않는다. 본 연구에서는 LRE에 대한 동특성 모델을 구성하였으며 PID 제어와 PID+Q-ILC 제어로직을 적용한 결과에 대해 해석하였다. 전산모사 결과, PID 제어 보다 PID+Q-ILC 제어 방식을 적용할 경우 오차를 더욱 더 줄일 수 있는 것을 확인하였다.
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단일액체추진제 하이드라진 추력기의 인젝터로부터 발생하는 분무 특성을 파악하기 위해 입자영상유속계 및 레이저 도플러 유속계 기법을 적용하였다. 입자영상유속계를 이용하여 순간 평면 이미지를 획득하고 이 영상 자료를 통해 압력에 따른 분무정도 및 인젝터 분무성능을 판단하였다. 영상 이미지에서 누락된 분무 입자의 속도 및 입경 계측을 위해 레이저 도플러 유속계 계측방법을 적용하였다. 계측된 두 실험결과를 비교함으로써 분무 특성에 대한 명확한 이해 뿐만 아니라 인젝터 설계 변수 도출이 본 연구의 목적이다.
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액체 로켓 엔진의 가스발생기는 터빈 블레이드의 열적 손상을 막기 위해 온도의 제한이 있으며 이를 위해 농후 또는 희박 연소를 하게 된다. 따라서 비평형 화학 반응이 주로 발생하며 이를 해석하는 것은 매우 어렵다. 본 연구에서는 케로신과 액체산소를 추진제로 하는 가스발생기에 대하여 Dagaut이 제안한 상세 화학 반응 단계를 사용하여 완전 혼합 반응기 연소 모델의 수정을 통해 계산하였으며, Frenklach의 soot 모델을 적용하여 예측 결과의 몰 분율, 가스 물성치 등의 결과에 대한 개선 방향을 제시하였다.
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Kang, Dong-Hyuk;Lim, Byoung-Jik;Moon, Il-Yoon;Seo, Seong-Hyeon;Han, Yeoung-Min;Choi, Hwan-Seok 157
한국 최초의 액체로켓인 과학로켓 3호(KSR-III) 엔진 개발을 위해 로켓엔진 연소기 지상연소시험설비가 2001년도에 한국항공우주연구원 내에 준공되었다. 본 시험설비는 준공 후 2006년 9월 현재까지 약 170회에 이르는 액체로켓엔진 연소기 시험을 수행하였으며, 그 과정에서 설비 능력 면에서 상당한 개량이 이루어졌다. 본 논문에서는 한국항공우주연구원 액체로켓엔진 연소기 지상연소시험설비의 개요와 수행시험, 그리고 그 동안 축적해 온 설비 운영기술에 대하여 소개한다. -
본 논문에서는 추력 30톤급 액체로켓엔진의 실물형 연소기 물냉각 연소시험 성능결과에 대해 기술하였다. 연소기 연소압력은 53bara 그리고 추진제 유량은 90kg/s이다. 케로신을 이용한 첫 번째 시험인 관계로 설계유량보다 약 120%정도인 32kg/s을 공급하면서 시험을 수행하였다. 이후 설계 케로신 유량 25kg/s을 공급하면서 성공적으로 시험을 수행하였다. 각각의 연소시험 결과에 대해 기술하였으며, 채널 연소실에서 케로신 냉각 성능이 충분해 재생 냉각 연소시험이 가능하다는 것을 알 수 있었다.
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본 연구는 재생냉각형 고압 축소형 연소기 설계에 관한 것으로 이 연소기를 제작하기 전에 열유속측정을 위한 물냉각 고압 축소형 연소기를 제작하였다. 물냉각 고압 축소형 연소기의 연소시험결과 높은 연소성능 및 냉각성능이 검증된 설계 조건을 얻었고 이를 바탕으로 재생냉각형 고압 축소형 연소기의 형상을 설계하였다. 설계된 연소기의 형상은 제작이 완료된 후 연소시험을 수행하여 실용성을 검증 할 예정이다.
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인젝터의 특성을 고려한 분무연소 현상을 해석하기 위하여 연소실에 주입되는 연료와 산화제의 액적에 변동을 가해 연소실내 분무연소 현상을 수치적으로 해석하였다. 2차원 비정상 상태의 유동장을 QUICK Scheme과 SIMPLER Algorithm을 사용하여 계산하였고, 분무모델로는 DSF 모델과 Euler-Lagrange방법을 사용하였다. 연료와 산화제의 액적 변동은 사인 함수를 이용하여 모델링 하였고, 액적과 가스상의 커플효과와 가스상과 증발된 기체상의 커플효과는 PSIC 모델을 사용하여 계산하였다.
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Seo, Seong-Hyeon;Ahn, Kyu-Bok;Lim, Byoung-Jik;Kim, Jong-Gyu;Lee, Kwang-Jin;Moon, Il-Yoon;Han, Yeoung-Min;Ryu, Chul-Sung;Kim, Hong-Jip;Choi, Hwan-Seok 181
국내 최초로 개발된 액체로켓엔진용 연료 과농 가스발생기는 900 K 정도의 온도를 갖는 58 bar 수준의 고압가스를 초당 4 kg이상 발생시킬 수 있다. 고압가스는 터보펌프 터빈을 안정적으로 구동할 수 있으며, 추진제 공급탱크 가압에 필요한 열원으로 사용될 수 있다. 본 가스발생기는 개념설계 및 일련의 초기 개발시험을 거쳐 최종 형상이 결정되었으며, 구조 및 열 해석이 동시에 진행되었다. 제작은 정밀 기계가공과 표면처리, 특수용접 공정을 통해 이루어졌으며, 최종 개발 성능 및 기능 특성 확인을 위해 총 다섯 차례의 연소시험이 진행되었다. 시험결과를 통해 안정적인 점화 및 연소특성과 발생 연소가스의 온도분포 및 평균온도 특성이 개발 요구규격을 본 개발품이 만족하는 것으로 판단하였다. -
본 연구에서는 액체로켓엔진의 연소기에 장착되는 동축 스월형 분사기의 분무 특성에 대해 연구하고자 하였으며 특히 외측 오리피스의 초기 분열 조건에 대한 액막의 두께 및 분무각을 정확히 예측하고자 수력학적인 이론으로부터 유효단면적 개념을 도입하고 분사기의 특성을 결정짓는 변수들을 재정의 하였다. 이러한 유도로부터 계산된 SMD 등은 실험치와 비교적 잘 일치하는 것을 볼 수 있었으며 분무각 및 분무두께 등은 정성적으로 잘 일치하는 것을 볼 수 있었다.
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우주 발사체의 성공적인 비행을 위해서는 로켓 엔진의 성능 분산 관리가 필수적이다. 양산되는 엔진의 성능편차를 정량적으로 예측하기 위한 해석을 수행하고 성능영향계수를 이용하여 보정에 필요한 차압을 산출하였다. 별도의 추력제어 시스템을 갖추지 않은 엔진의 진공 추력 분산은 +9.1%, -8.7%로 나타났으며 엔진 혼합비 오차는 +9.7%, -9.6%에 달했다. 보정에 필요한 요구차압은 동일한 혼합비 보정에 대해 연소기 배관 산화제 측에서 더 작게 나타났으나 가스발생기 배관의 요구차압은 더 크게 요구된다.
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본 논문에서는 현재까지 개발된 액체산소, 케로신을 추진제로 하는 액체로켓엔진시스템 개발을 위한 엔진시스템 및 가스발생기와 터보펌프 등의 주요 엔진 구성품의 개발 결과를 살펴보았으며, 액체로켓엔진 개발 시험의 중간 단계로서 연소기를 제외한 터보펌프 등의 엔진 주요 구성품을 이용한 터보펌프+가스발생기 연계시험 수행을 위한 준비로서 터보펌프+가스발생기 연계시험의 시험기 및 시험설비 구성이 제시되었으며, 연계 시험 작동 영역에 대한 시스템 해석결과도 제시하였다.
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액체 추진로켓의 총역적을 극대화를 위한 추진제 잔류량 최소화를 목적으로 하는 추진제 소진 시스템에 대한 분석을 수행하였다. 추진제 잔류량 변화의 주요 인자는 비행중 추진제 혼합비와 추진제의 실제 탑재량이다. 특히 극저온 추진제를 이용할 경우에는 온도 변화에 따른 밀도 변화가 잔류량 변화에 큰 영향을 준다. 비행 중 산화제 및 연료의 수위를 측정하여 필요 시 엔진으로 공급되는 유량을 조절함으로서 산화제 및 연료가 동시에 소진되도록 하는 시스템을 이용하여 잔류량을 최소할 수 있다. 이러한 시스템을 도입하기 위해서는 액체 로켓엔진의 혼합비 제어 시스템이 동반되어야 한다.
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액체로켓엔진을 설계할 때 가장 중요한 부품중의 하나가 인젝터이며, 이를 어떻게 배치하느냐에 따라 엔진의 성능이 크게 달라진다 본 연구에서는 swirl형 인젝터를 적용한 UDMH와 액체산소를 추진제로 사용하는 추력 170톤급 액체로켓 엔진의 인젝터 헤드를 1차 설계할 때, swirl 인젝터의 유량 분포 특성을 수식화한 식으로부터 단위면적당 유량 분포 관계를 계산하였다. 또한 연소실 중앙과 막냉각이 있는 벽면에 이 관계식을 적용함으로써, 연소실 원주방향의 연소특성을 예측하였다.
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하나의 발사체를 개발하기 위해서는 많은 노력과 연구가 필요하며 특히 발사체의 핵심이 되는 엔진의 개발은 발사체 개발에 있어서 매우 큰 비중을 차지한다. 특히 액체로켓엔진은 내부에서 맹렬한 화학반응이 일어나고 있으며 또한 동시에 무게대비 최고의 성능을 요구하는 개체이기 때문에 수많은 위험요소가 잠재되어있다. 이 연구는 엔진 개발에 내재되어있는 위험도를 완화시키기 위하여 먼저 위험도를 정량화 시키는 방법을 간단히 기술하였고 국외사례를 모델로 하여 그 방법론을 정리하였다.
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본 연구에서는 다양한 기체를 사용한 액체로켓엔진의 시동특성 및 적합성, 그리고 호환성 등에 대해 고찰하였다. 엔진의 시동특성은 파이로 시동기 및 He 기체 시동에 대해 고찰하였으며, 파이로 시동기 및 He, H2+N2 혼합기체 그리고 공기 등을 구동매질로 할 때의 시험 적합성과 호환성 등에 대해 고찰하였다. 대부분의 기체가 엔진의 시동특성과 호환성을 만족시키는 것을 알 수 있었으나, 공기의 경우 저추력의 경우에만 사용할 수 있는 것을 알 수 있었다.
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하이브리드 추진 시스템에서의 산화제 종류에 따른 연소특성을 알아보기 위한 연구를 수행하였다. 산화제는
$GN_2O$ 와 GOX를 사용하고, 고체연료는 폴리에틸렌(PE)을 사용해 연소시험을 하였다. 산화제 종류에 따른 연소특성은 O/F 비에 따른 화염온도로 해석이 가능하였으며,$GN_2O$ 가 GOX보다 하이브리드 추진 시스템의 산화제로 효율이 좋음을 확인하였다 산화제의 유량은 직경이 다른 여러 개의 쵸킹 오리피스로 제어했고, 산화제 공급 유량범위는$0.0138{\sim}0.0427kg/sec$ 이었다. 산화제 종류에 따른 연소특성을 표현하는 실험식은 고체연료의 질량유속으로 나타냈고, 이는 물질전달 수와 산화제의 질량유속으로 얻어진다. -
일반적으로 하이브리드 추진 연소 특성에서 연소 시간은 실험식의 인자로 고려되지 않는다. 따라서 실험의 변수로써 연소 시간이 하이브리드 연소 특성 및 추진 특성에 미치는 영향에 관하여 연구하였다. 후퇴율은 연소 시간에 따라 감소하나, 연료 질량 유속은 일정한 것으로 나타났다.
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하이브리드 로켓에서 그레인 전체 부분에서 고른 연소율 향상을 이룰 수 있는 방법으로 스월 유동과 나사산 그레인을 동시에 적용하여 실험을 실시하였다. 그 결과 입구부분과 연료 후반부에 집중된 연소현상을 확인하였다. 스월 유동은 스월 유동의 종류에 상관없이 일정한 감소율을 나타낸다. 그리고 연소율 향상은 연료 벽면에서의 회전 유동 강도에 비례한다고 가정 할 수 있다. 따라서 입구부분의 집중된 연소현상을 해소하고 일정한 연소율 향상을 이룰 수 있는 스월 유동 조건에 대해 연구하였다.
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Hybrid propulsion systems provide many advantages in terms of stable operation and safety. However, classical hybrid rocket motors have lower fuel regression rate and combustion efficiency compared to solid propellant rocket motor. Accordingly, the recent research efforts are focused on the improvement of engine efficiency and regressionrate in the hybrid rocket engine. The present study has numerically investigated the combustion processes and the flame structure in the hybrid rocket engine. The turbulent combustion is represented by the flamelet model and Low Reynolds number
$k-{\varepsilon}$ turbulent model is employed to reduce the uncertainties for convective heat transfer near solid fuel surface having strong blowing effect. Numerical results suggest that the present approach is capable of realistically simulating the combustion characteristics of the hybrid rocket engines. -
현재의 많은 유도무기들은 발사관에 장착되어 보관 및 이동되다가 필요시 발사된다. 발사관이란 유도탄 즉 미사일등이 외부환경에 노출되지 않도록 유도탄을 둘러싸고 있는 일종의 케이스이며 또한 유도탄 발사시 가이드 역할을 동시에 수행한다. 유도탄과 발사관을 연결하는 방법으로 흔히 사용되는 것으로 탄고정장치를 사용하는데 대표적인 파이로 부품이 폭발볼트이다. 폭발볼트는 화약의 폭발력에 의해 볼트몸체가 이등분됨으로써 볼트에 의해 결합되고 있던 부분이 분리된다. 하지만 기존의 폭발볼트는 분리시 파편, 화염 및 pyre-shock이라는 악작용을 수반하므로 사용상 제한을 가지고 있다. 이와 같은 문제점을 해결하기 위하여 ball을 이용한 결합 분리장치 즉 ball type 분리볼트를 개발하게 되었다. 기존의 폭발볼트가 가졌던 기계적 우수성은 물론 분리시 파편, 화염 및 pyre-shock이 발생되지 않는 장점을 가지고 있는 것으로 판단된다.
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Song, Sung-Jin;Ko, Sun-Feel;Kim, Hak-Joon;Oh, Hyun-Taek;Kim, In-Chul;Yoo, Ji-Chang;Jung, Jung-Yong 247
기존 연구를 통해 고체추진제 연소속도 측정을 위한 초음파 측정 시스템 및 연소속도 산정 기법을 개발하였으며, 개발 시스템을 적용하여 composite 추진제의 연소속도를 측정하였다. 본 연구에서는 연소 압력 증가에 따라 연소속도가 비선형적으로 변하는 double base형 고체 추진제 인 N-5와 AA-2 고체추진제의 연소속도를 개발 시스템을 이용하여 측정하였으며, 스트랜드버너법으로 측정된 값과의 비교를 통해 측정결과의 신뢰성을 평가하였다. -
마이크로 추력기는 마이크로/나노 위성체의 구현을 위한 핵심 기술이며 다양한 다이크로 추력기 중 마이크로 고체 추진제 추력기는 각광받고 있는 추력기중 하나이다. 마이크로 고체 추진제 추력기는 노즐, 점화기, 추진제실 그리고 추진제로 구성되어 있다. 본 논문에서는 다양한 마이크로 고체 추진제 추력기들을 조사하고, 1mNs의 임펄스를 구현할 수 있는 추력기 모델을 제시하고 연소실의 설계 및 제작 방법에 대한 결과를 보고하겠다.
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In order to measure the acoustic amplification factor of an Al/HTPB propellant, T-burner tests using pulsed DB/AB method were conducted. In the experiment, powdered aluminum content was varied to a certain extent. Simultaneous ignition on the internal surface of a propellant was achieved by the use of a fast ignition disk. From the experimental data, the damping factor for a non-zero aluminum content could not be calculated due to the fast attenuation of perturbed pressure. Therefore, the addition of aluminum particle was more than sufficient to stabilize pressure-coupled instability.
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Polyethylene-GOX 조합 추진제를 이용한 소형 하이브리드 로켓 모터의 연소 특성에 관한 연구를 수행하였다. 그레인 두께에 대하여 평균화된 여러 형태의 상관관계식을 실험 결과와 비교하였으며, 연료 발생율은 연소실로 유입되는 산화제 유량율에 대하여 크게 변화지 않는 것으로 나타났다.
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Polyethylene-GOX 추진제를 이용한 소형 하이브리드 로켓 모터의 성능 예측 모델에 대한 연구를 수행하였다. 제안된 모델에서 연소실 전체에 걸친 상태량을 단일 변수로 가정하여 내탄도 모델 식을 풀어 연소실 내 압력을 예측할 수 있었으며, 실험을 통해 측정된 값과 비교하여 모델의 정확도를 고찰하였다.
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천음속 영역에서 순항 속도로 비행하는 상용 여객기에 대해 공력을 해석하였다. 실제 여객기의 축소모형을 사진으로 계측하여 역설계하여 형상을 모델링하였다. 사면체로 전체 격자계를 구성하였고 정상 상태에서 압축성 비점성 3차원 Euler 방정식을 풀었다. 날개에 엔진이 장착되었을 때와 제거되었을 때에 대해 계산하였는데 엔진이 장착되면 양력과 항력이 각각 1.49%와 3.9%씩 증가하였다. 또한 날개 표면에서 압력 분포와 엔진 주위의 유동 특성을 밝혔다.
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PW206C 터보 축 엔진을 위해 신경회로망을 이용한 지능형 성능 진단 프로그램이 제안되었다. 이 엔진은 항공우주연구원에서 개발 중에 있는 틸트 로터 타입 스마트 무인기의 추진시스템으로 선정되었다. 스마트 무인기 추진시스템에서 계측되는 성능변수는 가스발생기 회전속도, 동력터빈 회전속도, 배기가스 온도, 토크 등 4개이다. 그러나 이러한 4개 계측변수로는 각 구성품의 손상 진단이 어려운 관계로 압축기 출구 압력 및 압축기 터빈 출구 온도를 포함한 6개의 계측변수를 진단에 이용하였다. 구성품 성능저하량을 판단하는 성능파라미터는 압축기, 압축기 터빈, 동력 터빈의 유량함수 및 효율이다. 신경망을 훈련하고 테스트하기 위한 데이터베이스는 가스터빈 성능모사 프로그램을 이용하여 구성하였다. 훈련된 신경망을 PW206C 터보 축 엔진의 진단에 적용한 결과 제안된 진단 알고리즘이 압축기 오염과 압축기 터빈의 침식과 같은 단일 손상을 탐지하는데 유용함을 확인하였다.
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유전자 알고리즘은 자연선택과 유전법칙을 적용하여 최적해를 탐색하는 방법으로, 본 연구에서 항공기용 가스터빈 엔진의 결함 진단을 위한 학습 알고리즘으로 사용되었다. 성능 저하를 고려한 구성 요소는 압축기, 가스발생기 터빈, 동력 터빈이며, 설계점에서 엔진의 구성 요소에 대하여 복합 결함 진단을 수행하였다. 그 결과, 압축기, 가스발생기터빈, 동력터빈모두 10% 이내의 오차로 예측됨을 확인하였다.
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본 논문에서는 항공기용 터보 축 엔진의 결함진단 알고리즘으로 지지 벡터 장치(Support Vector Machine) 과 인공신경망(Artificial Neural Network) 을 복합으로 이용하였다. 인공신경망 알고리즘의 특성상 데이터 수에 따라 정확성과 수렴속도 등에서 차이가 나므로 탈설계 영역에서의 효용성여부를 판단하기 위해서 연료유량과 마하수에 따른 탈설계 영역 진단 결과를 지상정지 상태와 비교하였다.
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메탄/질소-공기 저 신장율 대향류 확산화염에서 화염소화 거동과 에지화염의 진동불안정성에 대한 실험적 연구를 수행하였다. 특히, 저 신장율 화염에서 복사열손실 뿐만 아니라 측면전도 열손실이 현저해 진다. 각 전체 신장율에서 화염진동의 시작조건과 진동모드를 제안하였다. 화염길이는 측면 전도열손실과 밀접한 관계를 가지고 있으며 화염소화와 화염진동에 중대한 영향을 미친다. 저 신장율 에지화염의 진동모드는 성장모드, 감쇠모드 그리고 조화모드로 요약된다. 또한, 각 진동모드의 조건을 전체신장율과 희석제의 몰분율에 대한 안전화선도를 작성하였다.
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본 연구에서는 화학적으로 활성화된 에너지 물질의 경계면을 정확하게 추적하는 기법을 소해한다. 이러한 경계면 추적기법은 Level Set기반의 Ghost Fluid Concept을 이용하여 폭발과 같은 화학적 현상을 포함하는 에너지 물질의 경계면을 정확하게 파악하고, 쉽게 multi material, phase등과 같은 현상으로 확장이 가능하다. 본 연구에서는 이러한 multi physics modeling을 위한 선행연구로써 basic sharp interface tracking, impact problem에 대해서 소개할 것이다.
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HyShot 스크램제트 엔진의 연소 특성을 살펴보기 위해 수치해석을 수행하였다. 고도, 받음각, 당량비는 각각 28km,
$0^{\circ}$ , 0.426으로 주어졌다.$H_2$ 및 OH 질량 분율로부터 분사기 상류 재순환 영역의 화염지지기구 역할 및 주된 연소가 카울로부터 15cm 후방에서 시작됨을 알 수 있었다. 2차원 해석은 HyShot 스크램제트 엔진의 연소기 내부 압력을 비교적 잘 모사하고 있으며, 또한 주기적 연소 특성을 보여준다. -
분사기 설계에 따른 실물형 가스발생기의 연소 특성에 대한 연구를 수행하였다. 가스발생기에 공급되는 총 추진제의 유량은 같으면서도 분사기 설계에 따라 분사기당 유량이 달라지는 실물형 가스발생기 3대가 제작되었다. 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 연소불안정 현상이 나타나고 있다. 분사기 헤드에 배치된 분사기 수가 증가할수록 연소실내의 온도 분포는 작은 편차를 보이지만, LOx post의 손상은 증가하는 것을 알 수 있었다.
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초음속 연소가 성공하려면 1 ms의 시간 안에 충분한 연료-공기 혼합이 이루어져야 한다. 본 실험은 마하 1.92유동에서 헬륨을 수직 분사하여 연료-공기 혼합이 어떻게 이루어지는지 살펴보았다. 평판과 공동 두 가지 모델로 실험을 수행하였고, 슐리렌 가시화를 통해 사진을 찍었다. 압력은 초음속 덕트 내에서 충격파가 어떻게 생성되는지에 영향이 많았고, 침투 거리는 J가 커질수록 두꺼워졌다. 공동이 있는 경우 평판일 때보다 침투 거리가 더 컸다.
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This paper presents the computational results for the two-dimensional compressible non-reacted flow in a converging-diverging micro thrust nozzle of which the ratio of exit to throat width (0.541 in.) is 1.8. The RNG model is applied to calculate the turbulence by loading the standard coefficients. The results agreed very well with the experiments in the view of the shock structure and the pressure distribution at the various pressure ratios between the stagnation and the environmental states. The plume structures are also discussed on the view of the shock-cell structure.
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공동부 위에 설치된 슬롯판을 이용한 경사충격파와 난류 경계층의 간섭유동의 피동제어에 관한 수치적 연구가 수행되었다. 얻어진 수치결과는 피토압력/벽압력 분포와 쉴리렌 유동가시화 등 동일한 경계조건에서 수행된 실험결과와 비교되었으며, 두 결과가 서로 잘 일치하고 있음이 확인되었다. 또한 슬롯의 위치와 개수, 슬롯의 각도 등 슬롯판의 다양한 형상변화가 간섭유동에 미치는 영향이 추가로 관찰되었다. 이러한 슬롯의 형상변화가 간섭유동에 미치는 영향을 정량적으로 파악하기 위하여, 간섭유동 후방의 피토압력 및 전압 변화, 경계층 특성변화, 그리고 슬롯판을 통하여 공동부 내부로 유출입하는 질량유량의 변화 등이 관찰되었다.
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초음속 흡입구는 안정한 유동은 설계점에서 얻을 수 있지만, 비행 중 나타나는 비설계점에서는 흔히 버즈라고 불리는 공력 불안정성에 직면하게 된다. 버즈가 일어나는 동안, 흡입구는 흡입구 선단에 큰 충격파 진동이 나타나며 그에 따라 후류에는 압력 섭동이 발생하며 이는 엔진의 성능감소를 야기한다. 본 연구는 버즈의 일반적인 특성을 파악하기 위해 1단 꺽임각을 갖는 외부 압축식 축대칭 흡입구를 이용하여 실험적, 수치적 연구가 수행되었다. 본 연구를 통해 간헐적으로 나타나는 버즈를 관찰할 수 있었고 배압이 증가할수록 버즈가 일어나는 주파수가 커짐을 확인할 수 있었다.
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호주의 HyShot Center와의 공동연구를 통한 모델 스크램제트 엔진의 지상시험 수행을 위해 홉입구의 설계를 수행하였다. 본 흡입구는 연소기로 고온, 저속의 유동을 공급하는 방향으로 설계되었으며 Korkegi 관계식에 따라 충격파 결집구간을 분리함으로써 유동 박리현상을 차단하였다. 또한 Kantrowitz 관계식에 근거하여 자발시동이 가능하도록 흡입구 측면의 트임구간을 설정하였다.
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Steady and Unsteady Operating Characteristics of Supersonic Exhaust Diffuser for Altitude SimulationEvacuation performance, starting transient, and plume blowback at diffuser breakdown of a straight cylindrical supersonic exhaust diffuser with no externally supplied secondary flow are investigated. Pressure records in the transitional periods are measured by a small-scale cold-gas simulator. Flow-fields evolving in the diffuser-type ejector are solved by preconditioned Favre-averaged Navier-Stokes equations with a low-Reynolds number
$k-{\varepsilon}$ turbulence model edited for turbulence compressibility effects. The present RANS method is properly validated with measured static wall pressure distributions and evacuation level at steady operation as well as the pressure records during the transition regime. -
본 논문에서는 초음속 유동장내에 분사된 이차제트 주변에서의 열전달 현상을 고찰 하였다 초음속 유동장내에 등열유속조건이 적용된 표면을 설치하고, jet to freestream momentum ratio의 변화에 따른 2차분사를 하여, 2차분사 노즐 주변의 표면온도변화를 적외선카메라를 통하여 측정하였으며, 이를 바탕으로 대류열전달계수를 계산하였다.
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초음속 유동내 노출된 표면에서의 열전달 특성 파악을 위하여 적외선 측정 방법이 적용되었다. 등열유속 조건을 만족하는 표면 온도를 적외선 카메라로 촬영하여 이로부터 대류 열전달 계수를 계산하였으며, 실린더가 설치된 표면 근방에서 증가된 열전달 계수 분포를 도출해 낼 수 있었다.
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본 연구에서는 초음속 공동유동장에서 발생하는 압력 진동을 완화시키기 위하여 사용된 두 가지 피동제어방법들의 유효성을 수치해석적으로 조사하였다. 사용된 제어 장치들은 삼각돌기와 sub-cavity로, 전단층의 발달 특성을 조절하기 위하여 공동 전단 부근에 설치된다. 공동유동의 압력변동 특성을 조사하기 위하여 3차원 비정상 Navier-Stokes 방정식에 유한체적법을 적용하여 유동장을 모사하였으며, 유동의 난류상태량들은 LES 방법을 사용하여 계산하였다. 그 결과, 공동유동의 진동 특성은 공동의 후단 벽면에서 발생하는 압력 진동에 의해 지배되며, 제시된 방법들의 효과는 공동의 후단에서 가장 크게 나타났다. 특히, sub-cavity는 삼각돌기나 블로잉이 있는 경우에 비하여 압력 진동 저감효과가 상대적으로 크며, sub-cavity가 큰 경우 압력 진동의 저감효과가 더욱 뚜렷하게 나타났다.
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Ballistic Range는 오래전부터 짧은 시간에 극도의 고압상태를 만들어낼 수 있기 때문에 고속 충격역학, 발사체 공기역학, 새로운 재료의 생성과 같은 다양한 공학 분야에서 사용되어왔다. 2단 경 가스총은 가장 넓게 사용되어지고 있다. 현재의 실험적 연구는 발사체 가상실험을 쉽게 수행할 수 있는 새로운 타입의 Ballistic Range를 개발하기 위해 진행되어져왔다. Ballistic Range은 고압튜브, 피스톤, 펌프튜브, 충격튜브, 발사튜브로 구성된다. 펌프튜브와 발사튜브사이에 충격튜브의 삽입의 효과는 조사중이다. 실험은 발사체 속도의 다양한 변수들의 의존성을 찾기 위해 수행되었다. 고압튜브압력, 격막파열압력, 발사체질량은 다양한 발사체 속도를 얻기 위해 변화를 주었다. 저자의 이론적 연구를 통해 얻는 결과값과 실험적 결과값을 비교해보기로 한다.
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초음속 유동장 내에서 돌출된 sharp fin형상에 의해 발생하는 충격파로 인한 열전달 특성변화 연구를 수행하였다. IR camera를 이용하여 마하 3의 유동 내에 attack angle이
$10^{\circ}$ 부터$20^{\circ}$ 의 fin을 돌출시켜 생기는 충격파에 의한 바닥면 열전달 계수 변화를 측정하였으며, 유동장의 변화를 알아보기 보기 위해 oil flow method를 사용하였다. -
본 논문에서는 노즐출구 단면에 설치된 메쉬 스크린을 이용하여 초음속 제트 소음 제어하기 위한 실험을 수행하였다. 메쉬 스크린은 미소 직경을 가진 스테인레스 철사들로 만들어졌으며 철망 형태이다. 노즐 압력비는 과팽창에서 부족팽창된 초음속 제트를 얻기 위해 다양하게 변화시켰다. 초기 제트 전단층을 교란하기 위해, 메쉬 스크린의 중앙 부분에 구멍을 만들었으며 그 구멍크기는 메쉬 스크린의 소음 저감효과를 조사하기 위해 변화시켰다. 유동장을 가시화하기 위해 쉴리렌 광학 장치를 사용하였고 OASPL과 소음 스펙트럼을 얻기 위해 음향을 측정하였다. 본 실험으로부터 얻어진 결과는 메쉬 스크린이 스크리치 톤을 상당히 억제하였으며, 메쉬 스크린의 구멍크기는 초음속 제트 소음을 저감하는 중요한 인자였다. 과팽창된 제트인 경우, 소음 저감효과는 적정팽창과 부족팽창된 제트에서의 저감효과보다 매우 크게 나타났다.
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초음속 충동형 터빈에 대하여 로터 팁 간극이 터빈 성능에 미치는 영향을 고찰하기 위하여 팁 간극이 변화된 터빈에 대하여 3차원 유동해석을 수행하였다. 계산 결과 팁 간극이 증가함에 따라 터빈의 효율이 감소하고 팁으로 유출되는 유량이 증가함을 확인하였으며 팁 간극에 의한 유동교란보다는 누설손실 의한 영향이 터빈성능감소에 더 큰 영향을 주는 것을 확인하였다.
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본 연구에서는 초음속 충동형 터빈의 유동특성을 알아보기 위해 소형 초음속 풍동을 설계하였다. 실험은 익렬 위치에 따른 초음속 터빈의 유동 특성을 파악하고 확산 손실이 발생하는 특성을 알기 위해 익렬의 위치를 조절해가며 2차원 초음속 노즐과 익렬을 조합하여 실시하였다. Z-type 슐리렌(Schlieren) 시스템을 이용하여 유동을 가시화 하였다. 이러한 실험을 통해 충격파를 포함한 복잡한 유동 형태와 유동박리, 충격파-경계층 상호작용 등을 관찰할 수 있었다.
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본 논문은 이중모드램제트(램제트-스크램제트 연합 작동) 엔진의 작동한계 분석을 기초하여 광범위한 비행 마하수를 충족시키는 엔진에 대한 설계 인자 (흡입구와 연소실)를 고찰하였다. 램제트와 스크램제트의 작동 천이 비행 마하수를 도출하고, 두가지 경우의 연소기(일정한 압력과 일정한 단면적)의 연소실 작동 한계 특성을 파악하여 이중모드 램제트 엔진의 설계 개념을 연구하였다.
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Jeon, Jun-Su;Shin, Hun-Cheol;Lee, Seok-Jin;Chung, Hae-Seung;Kim, Young-Wook;Ko, Young-Sung;Kim, Yoo 399
본 연구의 목적은 장시간 연소로 인한 인젝터 면의로의 열로부터 인젝터를 보호하고 열전달량을 측정하는 기술을 확립하는 것이다. 기존 설계 데이터베이스를 참고로 하여 물을 이용한 재생냉각 분사기를 설계/제작 하였으며, 기존 분사기와의 성능 검증을 위한 실험을 수행하였다. 안전을 위해서 연소실험은 3, 10, 30, 60초 120초순으로 단계적으로 시행하였다. 연소실 및 노즐에 적용되던 기존 식과 실험 결과와 차이는 대류 열전달량의 과도한 계산으로 인한 것으로 사료된다. 인젝터 면에서의 경우 유속은 거의 무시가 가능하므로 대류 열전달 보다 복사 열전달이 중요한 요인이 된다. 10, 30, 60, 120 초의 연소실험은 좋은 재현성을 보여주고 있다. -
PW206C 터보샤프트엔진을 장착한 스마트무인기의 엔진베이 냉각을 목적으로 하는 이젝터를 설계하였다. 이젝터의 기하학적 형상과 유량비의 관계를 근사적 해석식을 사용하여 계산하므로서 이젝터의 형상을 설계하고 성능을 분석하였다. 근사적 해석식의 결과를 검증하기 위해 Fluent 코드를 이용하여 난류 유동해석을 수향하였다. Fluent 코드로 계산한 유량은 근사적 해석식으로 계산한 결과와는 차이를 보였으며, 이것은 이젝터 내부에서 유동의 충분한 혼합이 이루어지지 못하기 때문이다.
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Kim, In-Tae;Kim, Jung-Hun;Lee, Jae-Won;Jang, Ki-Won;Yu, Myoung-Jong;Kim, Su-Kyum;Lee, Kyun-Ho 407
하이드라진을 이용한 단일추진제 추력기에서 촉매의 성능은 추력기 및 전체 시스템의 임무수명시간을 결정하는 가장 중요한 요소 중의 하나이다. 이러한 촉매의 개발과정에 필수적으로 요구되는 것이 추력기의 연소시험을 통한 성능평가 과정으로 특히, 촉매의 수명시험에 해당하는 장기성능 검증시험을 통해 그 적용가능성을 판단하게 된다. 본 연구에서는 이를 위한 시험장치의 개발 및 시험/평가방안에 대해 기술하였다. -
하이브리드 추진제는 연소 중 연료의 후퇴율 및 연소 면적의 변화로 인해 O/F비가 변화하므로 이로 인해 설계 및 해석에 어려움을 가지게 된다. 본 연구에서는 요구임무를 만족하는 하이브리드 로켓모터에 대한 설계를 수행하였다. 하이브리드 모터의 기초 설계를 실시하고 그 결과를 이용하여, 일정한 산화제 유량이 공급된다는 가정 하에, 연소 시 연소면적변화에 따른 O/F비 변화를 고려한 하이브리드 모터의 내탄도 해석을 실시하였으며, 그 결과를 이용하여 로켓의 외탄도 해석을 실시하였다.
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본 논문에서는 솔비톨을 연료로 하는 고체로켓의 총체적인 성능향상에 중점을 두었다. 동체의 형상과 로켓모터의 그레인 및 케이스설계, 회수장치 등의 관점에서 새로이 설계된 로켓과 선행으로 제작되었던 로켓을 비교하였다. 각 구성품의 실험을 통한 데이터 비교를 통해 설계 개선하여 질량비를 향상시키고, 안전규정의 범위를 벗어나지 않는 로켓을 설계하였다.