• 한국항공우주학회지
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• 제44권3호
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• pp.247-255
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• 2016

본 논문에서는 핀틀 추력기의 비정상상태 특성을 파악하기 위하여 구동기의 속도를 측정하였으며, 정상상태 실험을 통해 비정상상태 실험 시스템을 구성하였다. 비정상상태 실험은 총 3 가지의 구동 속도(3.01 mm/s, 5.65 mm/s, 10.83 mm/s)를 이용하여 진행하였다. 그 결과 핀틀이 후진하는 경우가 전진하는 경우보다 더 빨리 명령 압력 값에 수렴하였으며, 이는 핀틀이 후진하는 경우가 연소실의 압력이 높은 상태로 형성되어 있기 때문이다. 핀틀이 전 후진하는 경우에 추력 곡선에 특이점들이 나타났으며, 이는 연소실 압력과 노즐 목 면적 변화에 기인하여 나타난 질유량 변화로 인한 것이다. 구동 속도가 빠를수록 이러한 현상이 뚜렷하게 나타났다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권9호
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• pp.82-88
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• 2006

벽면 냉각을 위해 장착되는 최외곽 연료 분사 또는 막냉각 장치는 액체로켓 추력실 내에서 반경방향으로 비균일한 추진제의 혼합분포를 야기하게 된다. 본 연구에서는 설계단계에서 이러한 특성들이 벽면 근방의 온도분포 및 추진 성능에 미치는 영향을 예측할 수 있는 해석방법을 개발하였다. 설계코드로서의 효용성을 높이기 위해 분사/미립화 영역에서 나타나는 복잡한 물리현상을 미시적으로 해석하는 대신에 분사기 종류와 배열에 따른 거시적 혼합특성을 모사할 수 있는 모델을 사용하였으며, 연소시험데이터를 이용한 성능 파라미터의 보정방법을 제안하였다. 위와 같은 방법을 통해 현재 개발 중인 30톤급 실물형 연소기에 대한 설계점 및 탈설계 작동영역에서의 성능 파라미터를 정확히 예측할 수 있었으며, 향후 재생냉각 연소기 설계에 유용한 해석적 방법론을 제공할 것으로 기대된다.

• 항공우주기술
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• 제4권1호
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• pp.49-56
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• 2005

인공위성 및 발사체의 자세제어용으로 사용되는 단일추진제 추력기용 하이드라진 분해 촉매에 대한 연소성능을 실제 연소시험을 통하여 검증하였다. 촉매연소성능을 확인하기 위한 촉매 시험장치를 (주)한화와 공동으로 설계/제작하였으며, 이를 통하여 하이드라진 분해촉매의 연소지연시간, 촉매활성도, 촉매안정도를 측정함으로써 촉매 연소특성을 평가하였다. 또한 현재 진행 중인 국산화 촉매 시제품의 개발현황에 대해 소개하였다.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제19권6호
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• pp.14-18
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• 2016

Multi-MW wind turbines have very large blades over 40~50 m in length. Some factors like wind shear and tower shadow make an effect on asymmetric loads on the blades. Larger asymmetric loads are produced as the length of blade is getting longer. In this paper, a 2 MW on-shore wind turbine is considered and variations of thrust on 3 blades and rotor hub under wind shear are calculated by using a commercial Bladed S/W and dynamic properties of the thrust variations are investigated. It is shown that the amplitude of the asymmetric thrust on each blade under wind shear is getting larger as the wind speed increases, the frequency of the thrust variation on each blade is same as the one of rotor speed, and the frequency of the thrust variation at rotor hub is 3 times as high as the one of rotor speed.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2002년도 제18회 학술발표대회 논문초록집
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• pp.16-17
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• 2002

재생냉각은 엔진 경량화 및 높은 추력을 발생시킬 수 있으며 엔진이 장시간 작동할 경우에도 추력의 변화가 일어나지 않는 우수성으로 인해, 액체로켓엔진에서 보편적으로 사용되고 있는 냉각방식이며, 고성능 액체로켓엔진 개발에 있어서 핵심기술이다. 일반적으로 재생냉각 방식은 연소기 내벽에 형성된 냉각유로에 연료 또는 산화제를 흘려보내 고온고압의 연소실내에 온도 경계층을 생성시키면서 벽면온도를 적정온도 이내로 유지하는 것이 목적이며, 또한 냉각유로에서의 압력강하가 추진제 공급 시스템의 공급 압력의 한계값을 넘어서지 않도록 하며, 냉각후의 연료 또는 산화제의 열역학적 상태가 엔진 작동 조건에 적합하도록 제어하여야 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.254-257
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• 2011

지상시험 모델용 달착륙선에 사용되는 추진시스템은 기체의 착륙 속도를 감소시키기 위한 Descent Control Thruster (DCT) 와 착륙 과정에서의 자세제어를 위한 Attitude Control Thruster (ACT) 등 두 종류의 추력기 모듈이 장착 되어 진다. 본 논문에서는 수치해석을 이용하여 착륙선의 특성상 좁은 공간에서 배치된 DCT 간에 발생 될 수 있는 플룸의 간섭 효과에 의한 영향과 지면에 근접 할 경우 발생 될 수 있는 영향에 대해 분석 하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1998년도 제11회 학술강연회논문집
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• pp.12-12
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• 1998

무기체계의 추진체로서 고체 로켓트 추진기관이 제작의 용이성, 구조의 간단성, 이에 따른 저렴한 제작비, 그리고 고 신뢰도 확보가능 등의 여러 장점으로 대부분의 현존 전술 유도무기에 채택되어 사용되어 오고 있으나 대응, 방어 무기체계의 빠른 발전으로 이에 따른 새로운 추진기관의 유도무기체제가 요구되고 있다. 램제트 기관은 공기흡입추진기관으로 상대적으로 높은 비추력(1000-2000s)과 추력 중량비(∼20)을 가지며, 이로 인해 기존의 로켓 엔진에 비해 4-5배의 성능을 낼 수 있으며, 초음속 장거리 비행에 적합하다며, 또한 높은 속도영역까지 운용가능하고 구조가 비교적 간단하다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.522-525
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• 2009

하이브리드 로켓의 연소 과정에서 DC-shift 현상을 관찰할 수 있다. 이와 같은 현상은 갑작스런 구조적 문제를 일으키거나 추력의 상승 또는 감소를 가져와 추력 성능의 저하를 유발한다. DC-shift 현상에 대한 이해를 통해 하이브리드 로켓의 연소 안정의 조건을 알 수 있다. 이 논문에서는 예-혼합실과 후-연소실을 장착하고 산화제 공급 유동 조건을 달리 함으로서 Negative DC-shift 현상을 유도하고 다양한 산화제 공급 유동 조건에 따른 Negative DC-shift 현상의 발생 조건과 특징에 대하여 알아보았다. Negative DC-shift 현상에 대한 실험적 연구를 통하여 Negative DC-shift 현상의 발생 원인과 현상의 특징에 대해 정의하였다.

• 한국해양공학회지
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• 제31권1호
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• pp.8-13
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• 2017

Cavitation is used in various fields. This study examined the drag reduction of an underwater vehicle using cavitation. In this study, the natural partial cavitation analysis results were verified using CFD code with the Navier-Stokes equation based on a mixture model. The momentum and continuity equations in the mixture phase were separately solved in the liquid and vapor phases. The solver employs an implicit preconditioning algorithm in curvilinear coordinates. The results of a computational analysis showed good agreement with the experiment. A computational analysis was also performed on the supercavity. The study investigated the cavity characteristics and drag of an underwater vehicle and studied the speed required to achieve a supercavity. Finally, a 1DOF analysis was carried out to investigate the thrust system for a supercavity. As a result, one of the methods for determining a suitable thrust system for a supercavitating underwater vehicle was presented.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2003년도 추계학술대회
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• pp.592-597
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• 2003

Thrust vector control using a coflow-counterflow concept is achieved by suction and blowing through a slot adjacent to a primary jet which is shrouded by a suction collar. In the present study, the flow characteristics of thrust vectoring is investigated using a numerical method. The nozzle has a design Mach number of 2.0, and the operation pressure ratio is varied to obtain various flow features of the nozzle flow. Test conditions are in the range of the nozzle pressure ratio from 6.0 to 10.0, and a suction pressure from 90kPa to 35kPa. Two-dimensional, compressible Navier-Stokes computations are conducted with RNG ${\kappa}-{\varepsilon}$ turbulence model. The computational results provide an understanding of the detailed physics of the thrust vectoring process. It is found that an increase in the nozzle pressure ratio leads to increased thrust efficiency but reduces the thrust vector angle.