http://chineseinput.net/에서 pinyin(병음)방식으로 중국어를 변환할 수 있습니다.
변환된 중국어를 복사하여 사용하시면 됩니다.
터보펌프 조립체―가스발생기 연계 폐회로 시험에서의 시동특성 분석
문윤완(Yoonwan Moon),김승한(Seung-Han Kim),설우석(Woo-Seok Seol) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.11
본 연구에서는 터보펌프 조립체―가스발생기 연계시험 중 폐회로 시험에 대한 시동 특성을 분석하였고 수치적으로 해석하였다. 시험에서 터빈의 시동은 수소 기체로 수행하였고 구동은 가스발생기에서 연소로 발생하는 연소 기체로 작동하였다. 그에 따른 가스발생기 점화 및 연소압의 발달을 살펴보았고 해석도 동일한 조건으로 수행하여 결과를 비교하였다. 회전수의 발달 특성은 시험과 잘 일치하는 것을 볼 수 있었고 가스발생기 연소압 발달 특성의 경우 정성적으로 일치하는 것을 볼 수 있었다. This study fulfilled analysis of startup characteristics of Turbo pump unit―Gas generator closed loop test from the viewpoint of simulation. The test results were investigated and the calculated results were compared to test results. The curve for RPM developing predicted by simulation agreed well with test result. The slope of transient combustion pressure of gas generator correspond with test result.
액체로켓엔진에서 입구압 변화에 따른 엔진 성능 변화 고찰
문윤완(Yoonwan Moon),박순영(Soon-Young Park),설우석(Woo-Seok Seol) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.5
본 연구에서는 발사체 비행 중 가속도의 변화로 발생하는 엔진 입구압력의 변화를 고려하여 엔진의 구성품에 미치는 영향을 고찰하였고 그에 따른 엔진 성능 변화를 예측하였다. 엔진의 입구압은 탱크 내의 추진제 수두와 가압 압력 및 압력 손실 등으로 정의되며 이에 따라 발사체가 비행하면서 추진제 소모와 가속도 변화에 의해 입구압력이 변하게 된다. 입구압이 변할 때 펌프 토출압이 변하고 그에 따른 유량 변화로 가스발생기의 압렵변화가 발생하며, 이는 터빈의 출력변화로 이어져 다시 펌프의 토출압 변화로 나타남을 알 수 있었고, 이는 궁극적으로 주연소실의 연소압 변화를 이끌면서 엔진의 성능이 변화함을 알 수 있었다. In this work it was studied that the effect on sub-component of engine considering change of engine inlet pressure caused by variable acceleration during flight of launcher. Also the transitional performance was predicted according to variable acceleration. Engine inlet pressure was defined as summation of propellant head in tank, ullage pressure and pressure difference of line, etc. Therefore consumption of propellant and acceleration of launcher led to change of engine inlet pressure, which affected on discharge pressure of pumps. This effect changed mass flow rate of gas generator and main combustor hence it was observed that engine performance was changed definitely.
문윤완(Yoonwan Moon),설우석(Woo-Seok Seol),윤영빈(Youngbin Yoon) 대한기계학회 2010 大韓機械學會論文集B Vol.34 No.9
본 연구에서는 개선된 액막 분열 모델을 개발하였고 그에 따른 계산격자 의존성을 고찰하였다. 액막 및 액적 추적을 위해 라그랑지-오일러 액적 추적 모델을 사용하였기 때문에 계산격자의 크기에 한계가 있으므로 매우 작은 격자를 사용하는데 제약을 받는다. 또한 유동장내로의 분사기의 액막 주입 시선회유동이 존재하므로 선회 유동을 정확히 예측하기 위해서는 계산격자가 충분히 작아야 한다. 이러한 상반된 조건으로부터 두 목적을 달성하기 위해 10×10㎜부터 0.625×0.625㎜까지 다양한 계산격자를 구성하여 수치적 고찰을 수행하였고 가장 효율적인 격자의 크기는 1.25×1.25㎜인 것을 알 수 있었다. An improved spray model of a pressure-swirl atomizer was developed and the grid dependency of the model was investigated. Since the Lagrangian-Eulerian approach was adopted for tracking droplets, very small grids could not be used. However, in order to detect swirl flow accurately, small grids were needed because of the consideration of swirl injection. In order to overcome these limitations, numerical studies were performed by using various grids with cell sizes ranging from 10.0 × 10 ㎜ to 0.625 × 0.625 ㎜. From these calculated results, it was observed that the most efficient grid cell size was 1.25 × 1.25 ㎜.
한국형발사체 액체로켓엔진 개발 현황 - 7톤급 및 75톤급 엔진
문윤완(Yoonwan Moon),남창호(Chang-Ho Nam),박순영(Soon-Young Park),김진한(Jinhan Kim),고정환(Jeonghwan Ko) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5
한국형발사체는 1, 2단에 75톤급 액체로켓엔진의 지상용과 고공용 모델이 각각 장착되고 3단에는 7톤급 엔진이 장착된다. 2018년 TLV 발사 성공에 따라 75톤급 엔진의 지상용 모델은 강건성이 입증되었고, 연소기의 확대 노즐을 제외한 동일한 구성품으로 이뤄진 2단용 엔진은 2019년 연말까지 엔진 인증 시험을 수행할 예정이다. 7톤급의 3단용 엔진은 각 구성품의 특성을 파악하기 위해 지상 시험용 모델을 주로 제작하고 시험하였고 결과를 바탕으로 설계 수정을 진행하여 2019년부터 2020년 상반기까지 실제 비행용 모델과 동일한 고공용 엔진의 검증 시험과 엔진 인증 시험을 수행할 예정이다. The ground and altitude models of 75 tonf class LRE are installed in the first stage and second stage of KSLV-II. Also in the third stage of KSLV-II 7 tonf class LRE is assembled. The robustness of 75 tonf LRE was proved in accordance with successful launching of TLV in 2018. The LRE of the second stage which is commonly used components of 1<SUP>st</SUP> stage LRE will be qualified by test until the end of 2019. Until now, the ground model of 7 tonf LRE was mainly tested to investigate the characteristics of newly developed small engine. Through the analysis of 7 tonf LRE test results the modified engine design of 7 tonf LRE is applied to the altitude model which is idnetical with a flight model. Then the altitude model of 7 tonf LRE will be verified and qualified from 2019 to the first half of 2020.
문윤완(Yoonwan Moon),조원국(Won Kook Cho) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
한국형발사체 상단 엔진시스템인 7톤급 엔진의 연소시험 규격에 대해 고찰하였다. 액체로켓엔진시스템은 0.01 ∼ 10 ㎫의 압력 수준과 90 ∼ 3500 K의 온도 수준에서 운용되며 매우 복잡한 유동의 흐름을 갖고 있는 특징이 있다. 이러한 시스템을 안전하게 시험을 수행하고 성공적으로 개발하기 위해서는 연소시험의 규격을 정형화하여 표준화하는 것이 필요하다. 그러므로 본 연구에서는 엔진시스템 연소 규격에 대한 전반적인 흐름을 구성하고 각 단계별 요구조건을 거시적으로 살펴보았다. A hot fire test specification was investigated for KSLV-Ⅱ upper stage engine, seven tonf class. A liquid rocket engine is typically operated under both a pressure level and temperature level of 90 ~ 3500 K of 0.01 ~ 10 ㎫. Also, a liquid rocket engine system has the characteristics of complex propellant flowing. In order to test a liquid rocket engine safely and successfully, it is necessary to standardize the specification of hot fire test. Therefore, in this investigation, overall flow of liquid rocket engine hot fire specification was constructed and the requirement of each phase was investigated macroscopically.