• 대한기계학회:학술대회논문집
• /
• 대한기계학회 2008년도 추계학술대회B
• /
• pp.2642-2647
• /
• 2008

Starting characteristics of the axi-symmetric supersonic exhaust diffuser(SED) with a second throat are numerically investigated. Main purpose of this study is to predict theoretical starting pressure of STED using 1-D normal shock theory and to present the range of optimum starting pressure through parametric study with essential design parameters of STED influencing on starting performance. Renolds-Average Navier-Stokes equations with a standard ${\kappa}-{\varepsilon}$ turbulence model incorporated with standard wall function are solved to simulate the diffusing evolutions of the nozzle plume. Minimum(optimum) starting pressure difference of $20{\sim}25%$ between 1-D theory and experimental evidences validated from previous results[5] is also applied to predict those in this system. The analysis results indicate that dominant parameters for diffuser starting in this system is diffuser expansion ratio($A_d/A_t$), which has optimum value 120 and second throat area ratio($A_d/A_{st}$), which has optimum range $3.3{\sim}3.5$.

• Advances in aircraft and spacecraft science
• /
• 제6권3호
• /
• pp.239-256
• /
• 2019

This study develops a dual purpose: i) evaluating the effects of two different Mars atmosphere models (NASA Glenn and GRAM-2001) on aerodynamics of a capsule (Pathfinder) entering the Mars atmosphere, ii) verifying the feasibility of evaluating the ambient density and pressure by means of the methods by McLaughlin and Cassanto, respectively and therefore to re-build the values provided by the models. The method by McLaughlin relies on the evaluation of the capsule drag coefficient, the method by Cassanto relies on the measurement of pressure at a point on the capsule surface in aerodynamic shadow. The study has been carried out computationally by means of: i) a code integrating the equations of dynamics of the capsule for the computation of the entry trajectory, ii) a DSMC code for the solution of the flow field around the capsule in the altitude interval 50-100 km. The models show consistent differences at altitudes higher than about 40 km. It seems that the GRAM-2001 model is more reliable than the NASA Glenn model. In fact, the NASA Glenn model produces, at high altitude, temperatures that seem to be too low compared with those from the GRAM-2001 model and correspondingly very different aerodynamic conditions in terms of Mach, Reynolds and Knudsen numbers. This produces pretty different capsule drag coefficients by the two models as well as pressure on its surface, making not feasible neither the method by McLaughlin nor that by Cassanto, until a single, reliable model of the Mars atmosphere is not established. The present study verified that the implementation of the Cassanto method in Mars atmosphere should rely (such as it is currently) on pressure obtained experimentally in ground facilities.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.475-478
• /
• 2012

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.

• 한국산학기술학회논문지
• /
• 제20권10호
• /
• pp.100-106
• /
• 2019

고농도 과산화수소와 케로신을 추진제로 하는 액체 로켓 엔진을 이용하여 수직형 연소 실험대에 고고도 모사용 디퓨저와 기 검증된 추력 측정 장치를 장착하여 지상 및 고고도 모사 연소 실험 설비를 구축하였으며, 고도에 따른 추력 특성을 고찰하였다. 선행으로 고고도 모사용 디퓨저의 특성 및 시동압력을 검증하기 위하여 1:4.8 스케일로 축소한 디퓨저를 설계 및 제작하였다. 축소형 디퓨저는 질소 가스를 이용하여 cold flow test를 수행하여 성능 및 시동 특성을 확인하였으며, 그 결과 연소 실험용 디퓨저의 성능 안정성과 시동 특성을 확보하였다. 수직형 연소 실험대에 고고도 모사용 디퓨저와 추력 측정 장치를 장착하고, 시스템 저항에 대한 추력 보정식을 도출하였다. 추력 보정식은 실제 연소 실험 전에 수행한 추력 단계별 실험과 진공 단계별 실험을 통하여 도출하였다. 작동 고도가 10km인 노즐을 설계, 제작하여 지상 연소 실험 및 고고도 모사 연소 실험을 수행하여 작동 고도 변화에 따른 추력 특성을 분석하였다. 추력 측정 장치에서 계측한 추력값을 이용하여 실제 추력을 각각의 보정식을 이용하여 계산하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제48권3호
• /
• pp.187-194
• /
• 2020

본 연구에서는 고도에 따른 간섭 유동과 공력특성을 파악하고, 측추력 제트에 사용된 기체의 종류에 따라 다화학종 가스제트의 확산을 고려한 유동해석을 수행하였다. 공기제트에 비해서 임의로 가정한 다화학종 가스 제트를 사용하는 경우 충격파의 위치와 제트의 확산 영역이 동체전방으로 이동한다. 이로 인해 표면의 고압영역이 앞으로 나가며 같은 조건에서 보다 높은 피칭 모멘트를 갖는다. 또한 고온효과의 적용에 따라 압력분포 예측에 차이를 보였다. 그리고 저고도의 측추력제트 유동 구조와 비교했을 때 중고도 유동조건에서 주변 대기의 낮은 밀도로 측추력 제트의 두께가 더 크며, 넓은 영역에 걸쳐 확산된다.

• 대한기계학회논문집B
• /
• 제38권4호
• /
• pp.321-328
• /
• 2014

고고도 모사를 위한 축소형 디퓨저의 비연소장 조건에서의 성능특성을 수치적으로 파악하였다. 디퓨저 입구길이를 노즐 출구직경과 비교해 0, 50, 100%로 변화 시켰고, 디퓨저 목의 길이는 2차목의 직경과 비교해 3, 5, 6, 7, 8, 12로 다양화하여 해석하고 실제 모사실험 값과 비교하였다. 그 결과 디퓨저의 입구길이가 짧아질수록 plume의 형상은 수축되었다. 또한, 디퓨저의 2차목 길이가 디퓨저 지름의 최소 8배보다 짧으면 내부에 마하디스크가 형성되어 압력의 급격한 상승을 일으킨다. 아음속 디퓨저의 길이는 설계치의 0, 50, 75, 100%로 변화시켜 유동의 변화를 관찰하였고, 길이가 짧아질수록 2차목 내부에 갑작스런 압력 상승을 야기함을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.1160-1164
• /
• 2017

본 연구에서는 루츠 펌프와 스크류 펌프를 이용한 진공 펌프 시스템을 이용해, 1 kg/s의 공기가 공급되는 시험장치에서 챔버 내의 압력을 2500 Pa로 유지할 수 있는 고도모의 시험장치를 설계하였다. 설계를 위해, 저유량의 공기 공급 조건에서, 소정의 펌프 조합을 이용해 실험을 수행하였다. 이를 통해, 1 kg/s급의 유량이 공급되는 시험장치를 위해서는 11대의 루츠 펌프와 33대의 스크류 펌프가 필요하다는 것을 확인할 수 있었다. 실험 결과를 이론 예측 결과와 비교하였다. 하지만, 이론적으로 예측한 흡입 유량은 실험 결과보다 20 %에 가깝게 많게 나왔다. 이는 조합 실험시, 루츠 펌프 전후단에 걸리는 차압이 높아서 발생한 것으로 여겨진다. 따라서 앞에서 제시한 것보다 더 많은 스크류 펌프를 설치할 경우, 보다 높은 진공도를가지는 시스템의 구축이 가능해질 것으로 판단된다.

• 한국수소및신에너지학회논문집
• /
• 제27권4호
• /
• pp.341-348
• /
• 2016

The experiments related on structure and water electrolysis performance of HALE UAV stack were conducted in this study. Anode catalyst $IrRuO_2$ was prepared by Adam's fusion methods as 2~3 nm nano sized particles, and the cathode catalyst was used as commercial product of Premetek. The MEA (membrane electrode assembly) was manufactured by decal methods, anode and anode catalytic layers were prepared by electro-spray. HALE stack was composed of 5 multi-cells as $0.2Nm^3/hr$ hydrogen production rate with hydrogen pressure as 10 bar. The water electrolysis performance was investigated at atmospheric pressure and temperature of $55^{\circ}C$. Best performance of HALE UAV stack was recorded as cell voltage efficiency as 86%.

• 한국추진공학회지
• /
• 제4권4호
• /
• pp.70-77
• /
• 2000

초음속 2단벨노즐(SDBN)은 종래의 축소확대형 초음속 노즐의 벽면에 변곡점을 설치하여, 비행체의 고도에 따른 노즐내부의 유동특성을 조절하기 위한 새로운 개념의 추진노즐이다. 본 연구에서는 이러한 SDBN의 유용성과 유동특성을 조사하기 위하여 축대칭 Navier-Stokes 방정식을 유한체적법으로 수치계산하였다. 본 연구의 결과로부터 SDBN의 Base 노즐의 길이는 SDBN 내부에서 발생하는 충격파 시스템에 영향을 미칠 뿐만 아니라, 노즐 유동의 박리위치가 변곡점에 고착되는 넓은 범위의 압력비가 존재한다는 것을 알았다. 또 SDBN의 최대추력은 노즐출구에서 유동이 적정팽창 상태일 때 발생한다는 것을 알았다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
• /
• pp.23-26
• /
• 2007

본 연구에서는 고공 환경을 모사하기 위해 선행되어야 할 저온 환경 구축에 대한 기초 실험을 수행하였다. 열교환기를 이용하여 공기를 극저온으로 냉각 시키고, 상온의 공기를 혼합하여 온도 특성을 고찰하였다. 오리피스를 사용하여 각각의 유량을 제어할 수 있는 시스템을 구축하였으며, 열교환을 위하여 액체질소를 사용하였다. 열교환기를 통하여 냉각된 공기의 온도를 일정하게 유지시키면서 상온의 공기를 혼합시킨 결과 상온의 공기 유량이 증가함에 따라 혼합 공기의 온도도 거의 선형적으로 증가함을 확인하였다. 이에 따라 저온 환경 구축에 필요한 다양한 유량의 저온 공기를 생성할 수 있는 가능성을 확보하였다.