• 대한조선학회논문집
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• 제58권1호
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• pp.24-31
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• 2021

In this study, we present experimental observations of artificial supercavitation generated by the injection of compressed air at multiple locations on the body. Experiments were conducted at a cavitation tunnel equipped with a special facility to remove injected air before returning to the test section. Artificial supercavitation, which is generated at a relatively low speed compared to natural supercavitation, is formed asymmetrically on the axis of the body due to the buoyancy effect. In order to accelerate the development of the supercavity and increase the area covering the body, an experimental device capable of additional injection from the body was designed and its performance was evaluated through the model test. The shapes of the supercavity generated by multi-injections of different combinations according to different flow speeds were analyzed using high-speed shadow images. The results show that multiple injections at suitable locations can effectively increase the length of the supercavity and consequently improve propulsion efficiency.

• 한국추진공학회지
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• 제13권5호
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• pp.21-28
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• 2009

본 연구는 초음속 축소형 디퓨저의 설계 및 시동 특성에 영향을 주는 변수를 파악하기 위하여 상온의 공기와 질소 가스를 사용하여 실험을 수행하였다. 1차 노즐의 목 면적의 변화, 1차 노즐 전단의 압력 변화, 디퓨저 길이와 직경의 비($L_d/D_d$) 그리고 디퓨저의 팽창부 유 무에 따른 디퓨저의 시동 특성을 알아보았다. 실험 결과 1차 노즐의 직경이 감소할수록 디퓨저 시동압력은 증가하였으며, 디퓨저의 예측 모델과 비교하여 90~98%의 장치 효율을 확인하였다. 또한 $L_d/D_d$가 8.4이상인 디퓨저와 팽창부의 유 무에 관계없이 디퓨저는 정상적으로 시동하였다. 본 실험 결과는 실물형 고고도 환경 모사 장치의 개발에 있어서 기초 자료로 활용될 것이다.

• 한국추진공학회지
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• 제9권4호
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• pp.96-103
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• 2005

위성발사체는 인공위성을 정해진 궤도에 정확하게 투입하는 것이 주 목적이며, 이를 위해서는 발사체의 최종 속도와 질량을 미리 설정된 값과 일치시켜 주어야 한다. 위성발사체에 주로 사용되는 액체로켓엔진의 경우 이를 위해 추력제어시스템(TCS) 및 추진제소진시스템(TDS)을 이용하며, 이는 액체로켓엔진에 장착된 제어밸브를 통해 추진제 유량을 제어함으로써 추력 및 혼합비를 제어하는 시스템이다. 본 연구에서는 액체로켓엔진을 설계점에서 안정적으로 운용하기 위해, 추력 및 혼합비 제어밸브의 제어특성을 PID 제어로직을 통해 분석하였다. 우선 상용프로그램인 AMESim을 통해 제어벨브의 제어특성을 이론적으로 분석하고, 이를 바탕으로 한국항공우주연구원(KARI)에 설치된 제어밸브시험설비를 통해 얻은 제어밸브의 제어특성과 비교 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.322-325
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• 2007

본 논문은 터보펌프를 사용하는 액체로켓의 저압 LOX 공급계의 개발 프로세스를 제공한다. 대한항공은 한국항공우주연구원과 협력하여 터보펌프 공급을 위한 LOX 공급계 개발을 수행하였다. LOX 공급계는 극저온의 온도와 무게절감을 위한 얇은 배관두께가 특징이다. 본 프로젝트의 시스템은 주 배관과 LOX 온도 제어를 위한 재순환 배관으로 구성되어 있다. 각 배관시스템은 벨로우즈, 필터, 오리피스, 밸브류, 플랜지와 서포트로 구성되어 있다. 이 논문에서는 시스템 설계 및 제작, 구조 및 열 해석, 단품 시험에 대하여 설명하였다. 최종적으로, 이 시스템은 한국항공우주연구원의 PTF 시험설비에 조립되어 요구 성능을 달성하였다.

• 한국신재생에너지학회:학술대회논문집
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• 한국신재생에너지학회 2007년도 추계학술대회 논문집
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• pp.156-160
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• 2007

Ejector system is a device to transport a low-pressure secondary flow by using a high-pressure primary flow. Ejector system is, in general, composed of a primary nozzle, a mixing section, a casing part for suction of secondary flow and a diffuser. It can induce the secondary flow or affect the secondary chamber pressure by both shear stress and pressure drop which are generated in the primary jet boundary. Ejector system is simple in construction and has no moving parts, so it can not only compress and transport a massive capacity of fluid without trouble, but also has little need for maintenance. Ejectors are widely used in a range of applications such as a turbine-based combined-cycle propulsion system and a high altitude test facility for rocket engine, pressure recovery system, desalination plant and ejector ramjet etc. The primary interest of this study is to set up an applicable model and operating conditions for an ejector in the condition of sonic and subsonic, which can be extended to the hydrogen fuel cell vehicle. Experimental and theoretical investigation on the sonic and subsonic ejectors with a converging-diverging diffuser was carried out. Optimization technique and numerical simulation was adopted for an optimal geometry design and satisfying the required performance at design point of ejector for hydrogen recirculation. Also, some sonic and subsonic ejectors with the function of changing nozzle position were manufactured precisely and tested for the comparison with the calculation results.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
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• pp.256-259
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• 2008

Ejector system is a device to transport a low-pressure secondary flow by using a high-pressure primary flow. Ejector system is, in general, composed of a primary nozzle, a mixing section, a casing part for suction of secondary flow and a diffuser. It can induce the secondary flow or affect the secondary chamber pressure by both shear stress and pressure drop which are generated in the primary jet boundary. Ejector system is simple in construction and has no moving parts, so it can not only compress and transport a massive capacity of fluid without trouble, but also has little need for maintenance. Ejectors are widely used in a range of applications such as a turbine-based combined-cycle propulsion system and a high altitude test facility for rocket engine, pressure recovery system, desalination plant and ejector ramjet etc. The primary interest of this study is to set up an applicable model and operating conditions for an ejector in the condition of sonic and subsonic, which can be extended to the hydrogen fuel cell vehicle. Experimental and theoretical investigation on the sonic and subsonic ejectors with a converging-diverging diffuser was carried out. Optimization technique and numerical simulation was adopted for an optimal geometry design and satisfying the required performance at design point of ejector for hydrogen recirculation. Also, some ejectors with a various of nozzle throat and mixing chamber diameter were manufactured precisely and tested for the comparison with the calculation results.

• 한국추진공학회지
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• 제1권1호
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• pp.8-23
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• 1997

스탠포드 대학의 expansion tube 장치를 이용한 램 가속기의 유동장의 실험적 연구와 비교를 위하여 정상 및 비정상 상태의 수치모사를 수행하였다. 수소/공기 연소에 대하여 9 화학종 19 반응 단계를 가지는 Jachimowski의 화학반응 모델을 이용하여 화학 반응 유동에 대한 Navier-Stokes 방정식을 시간 정확도를 가지는 완전 내재적수치 기법을 이용하여 해석하였다. 정상 상태 가정을 이용한 수치해석은 $2H_2$＋$O_2$＋$17N_2$에 대하여 쉴리렌 및 OH PLIF 을 이용하여 실험적으로 얻어진 영상과 부합하는 좋은 결과를 보였으나 $2H_2$＋$O_2$＋$12N_2$ 혼합기에 대해서는 충격파 교차점 후방의 연소 영역을 모사하지 못하였다. 따라서 이 경우에 대하여 비정상 수치 모사를 수행하였으며 자세한 유동 안정화 과정을 보여 주었다. 비정상 수치 모사의 결과로부터 실험적으로 얻어진 영상은 유동 안정화 단계의 일시적 상태의 결과로 보인다. 충격파 교차점 후방의 연소 영역은 유동이 안정화되는 초기 단계에 존재하는 강한 경사 충격파가 교차하여 발생하는 수직 폭굉파의 결과이다. 최종 단계에서 충격파 교차점 이후의 연소 영역은 사라지며 정상 상태의 결과가 얻어진다. 램 가속기 모델 내부의 화학반응 유동이 안정화되는데 필요한 시간은 실험적인 시험 시간과 비교하여 매우 긴 것으로 보인다.