산화제 과잉 예연소기 후단 온도분포 연구

문인상 ( In Sang Moon ),하성업 ( Seng Up Ha ),이선미 ( Sun Mee Lee ),이수용 ( Soo Yong Lee ) 한국분무공학회 2013 한국액체미립화학회지 Vol.18 No.1

A prebumer is one of the key components for a staged combustion cycle engine fueled by kerosene and Low. Since it has oxygen rich combustion inside, temperature control is very crucial. The temperature of the exhaust gas should be low enough not to burn turbine blade and yet high to keep the efficiency high, In addition temporal and spatial deviations also managed strictly. Conventionally, the required average and maximum temperature are determined by engine system and the prebumer should be developed to meet the criteria. Conventionally, the required average and maximum temperature are determined by engine system and the prebmer should be developed to meet the criteria. Currently being developed prebumer has 50K spatial temperature devia-tion requirement. It was estimated by numerical simulations and proven by tests. The numerical analysis were done with both supercritical condition and normal conditions. The tests results showed that the temperature deviations were less than expected, and the results from the test and simulations were well agreed when the supercritical conditions were considered Above all, since the gas temperature created by the prebumer is very stable with minimum deviation, the prebumer devel-oped can be used to drive a turbine and for gas-liquid combustion chambers.

연료분무 및 연소 2 : 산화제 과잉 예연소기 후단 온도분포 연구

문인상 ( In Sang Moon ),문일윤 ( Il Yoon Moon ),이선미 ( Sun Mee Lee ),조황래 한국액체미립화학회 2012 한국액체미립화학회 학술강연회 논문집 Vol.2012 No.-

예연소기는 가스발생기사이클엔진의 가스발생기와 마찬가지로 다단연소사이클엔진의 터빈을 구동시키기 위한 가스를 생성한다. 일반적으로 케로신을 연료로 사용하는 엔진의 예연소기는 그 특성상 산화제 과잉 연소를 하기 때문에 온도와 관련된 규제가 매우 엄격하다. 즉, 배출가스의 온도가 지나치게 낮아 터빈의 성능이 저하되지 않아야하면 동시에 너무 높아 블레이드에 손상을 주어서도 안 된다. 이를 위해서는 당연히 배출가스의 평균온도 뿐 아니라 시간과 공간에 따른 온도편차가 엄격하게 규제하여야 한다. 이 연구에서는 예연소기 후단의 온도와 온도분포를 Fluent를 사용하여 수치적으로 예측하고 실제 실험결과와 비교하였다. 결과적으로 해석은 터블런트 링에 의한 효과가 과소평가되어 공간적인 온도편차가 최대 600 K 가량으로 계산되었으나 실제 시험결과로는 공간에 따른 온도 편차가 계측 오차 근방인 것으로 관측되었다. 이에 따라 개발된 예연소기 실제 터빈구동에 사용할 수 있을 것으로 기대된다.

Research on the Characteristics of the Oxygen Rich Combustion Preburner

문인상(Moon, Insang),문일윤(Moon, Ilyoon),강상훈(Kang, Sang Hun),이수용(Lee, Soo Yong),하성업(Ha, Seong-Up) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5

산화제 과잉 예연소기의 연소시험을 통해 예연소기 각 부위에서 압력을 측정하였다. 측정결과는 FFT를 통해 주파수 해석이 이루어 졌으나 정압 센서의 한계로 인하여 250 ㎐ 이상의 주파수에는 자세한 연구가 이루어지지 못하였다. 정압 데이터 분석결과 30 ㎐의 하모닉스가 연소압과 산소입구에서 관측 되었다. 따라서 연소압의 변화는 O/F 변화로 인한 것으로 파악된다. 반면에 동압센서 신호를 살펴보면 정압센서에서 확연히 나타났던 주파수보다 훨씬 더 명확한 주파수가 보다 높은 ㎐에서 관측되는 것을 알 수 있었다. An oxygen rich preburner was tested and the responses from the pressure sensors were studied with FFT analysis. Since the limited capability of the static sensor, less than 250 ㎐ frequency domain was investigated and compared to the results of the dynamic sensors. As a result, 60 ㎐ harmonics were presented dominant in the combustion pressure and oxygen inlet pressure. While similar harmonics were shown with the dynamic sensor, it indicated that harmonics less than 60 ㎐ were very minor and the high frequency is more important.

나노위성 시스템 개발 동향

문인상(Moon, Insang),조상범(Cho, Sangbum),박창수(Chang-Su Park),조상연(Cho, Sang Yeon),하성업(Ha, Seong-up) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11

일반적으로 소형 인공위성의 크기를 분류할 때에 마이크로위성은 그 무게가 10~100 kg, 나노위성은 1~10 kg 이내의 위성으로 구분된다. 나노위성은 대형위성의 제작비용과 발사 절감 노력에 따라 점점 더 관심을 받고 있다. 나노위성은 작고 제작비가 저렴하기 때문에 보다 작은 발사체로 궤도에 진입이 가능하고 상황에 따라 대형위성과 비교하여 즉각적인 대응이 가능하다는 장점이 있다. 또한 국내의 발달된 전자산업과 훌륭하게 갖추어진 IT 인프라를 감한하면 충분히 국제 경쟁력이 있는 주제이며 나로호, 한국형 발사체 개발을 통해 얻은 로켓기술을 활용하면 나노위성 발사시스템을 구축하는 것 역시 멀기만 한 일은 아닐 것으로 기대된다. In general, small satellites can be categorized into microsatellites and nanosatellites depending on the masses. The masses of the microsatellites and the nanosatellites are in range of 10 to 100 kg and 1 to 10 kg, respectively. These small stellites are getting more and more interest, as costs of manufacture and launch service for large satellites are getting higher. Since the nanosatellites are small and low cost, small rockets can put them into the orbits with reasonable cost. In addition, the nanosatellite can be launched relatively immediately compared with large satellites if necessary. In Korea, considered the advanced electronic technologies and IT infra, development of nanosatellite can be competed in the worldwide. Moreover, a nanosatellite launch system can be established not in far future from now if we use the technologies learned form KSLV and Korean Launch Vehicle Program.

극저온 환경에 적용되는 INCONEL 718합금의 Gas Tungsten Arc Welding 기계적 특성 평가

김기홍,문인상,문일윤,이병호,Kim, Ki-Hong,Moon, In-Sang,Moon, Il-Yoon,Rhee, Byung-Ho 한국재료학회 2009 한국재료학회지 Vol.19 No.12

Inconel 718 alloy has excellent mechanical properties at room temperature, high temperature and cryogenic conditions. UTS of base metal is about 900MPa at room temperature; this is increased up to 1300MPa after heat treatment & aging-hardening. Mechanical properties of Inconel 718 Alloy were similar to those shown in the the results for tensile test; mechanical properties of Inconel 718 alloy's GTAW were similar to those of base metal's properties at room temperature. Mechanical properties at cryogenic conditions were better than those at room temperature. Heat-treated Inconel 718, non- filler metal GTAW on Inconel 718 and GTAW used filler metal on Inconel 718's UTS was 1400MPa at cryogenic condition. As a result, the excellent mechanical properties of Inconel 718 alloy under cryogenic conditions was proved through tensile tests under cryogenic conditions. In addition, weldability of Inconel 718 alloy under cryogenic conditions was superior to that of its base-metal. In this case, UTS of hybrid joint (IS-G) at -100$^{\circ}C$ was 900MPa. Consequently, UTS of Inconel 718 alloy is estimated to increase from -100$^{\circ}C$ to a specific temperature below -100$^{\circ}C$. Therefore, Inconel 718 alloy is considered a pertinent material for the production of Lox Pipe under cryogenic conditions.

산화제 과잉 예연소기 설계점 운영 특성

문일윤(Ilyoon Moon),문인상(Insang Moon),강상훈(Sang Hun Kang),하성업(Seong-Up Ha),이수용(Soo Yong Lee) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11

케로신과 액체산소를 추진제로 하는 다단연소방식 액체엔진용 산화제 과잉 예연소기를 설계하여 설계점에서 연소시험을 수행하였다. 설계된 산화제 과잉 예연소기는 산화제 일부와 연료를 혼합헤드를 통해 연소실에 공급하여 연소시키고 나머지 산화제를 연소실 재생냉각채널을 거쳐 연소실 중앙의 분사공을 통해 연소실로 주입하여 기화시키는 형태로 최종적으로 연소압 20 ㎫, 혼합비 60에서 작동한다. 혼합헤드에는 단일 와류형 분사기를 벌집형태로 배열하였으며 가스 온도 균일성 향상과 연소안정성 향상을 위한 혼합링과 터빈까지의 배관을 고려한 노즐을 장착하였다. 설계점 연소시험에서 산화제 과잉 예연소기는 실제 다단연소 로켓엔진에 사용되고 있는 산화제 과잉 예연소기 수준의 높은 연소 안정성과 생성가스의 균일한 온도분포를 보였다. It was designed and tested at the design point that an oxidizer rich preburner for a staged combustion liquid rocket engine propelled by kerosene and LOx. The oxidizer rich preburner was designed as some of LOx injected from the mixing head was burned with kerosene and the rest of LOx injected from injection holes in the regenerative cooling chamber was vaporized by combustion gas. The preburner is operated at OF ratio of 60 and combustion pressure of 20 ㎫. The Preburner has a honey-comb type mixing head with simplex swirl injectors, a turbulence ring improving combustion stability and uniformity of product gas temperature distribution, and a nozzle simulating the duct. With the combustion test results at the design point, the oxidizer rich preburner showed high combustion stability and uniformity of product gas temperature distribution that is equivalent with similar level of an actual used oxidizer rich preburners in stage combustion liquid rocket engines.

산화제 과잉 예연소기 설계점 운영 특성

문일윤(Ilyoon Moon),문인상(Insang Moon),강상훈(Sang Hun Kang),하성업(Seong-Up Ha),이수용(Soo Young Lee) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회지 Vol.17 No.4

It was designed and tested at the design point that an oxidizer rich preburner for a staged combustion liquid rocket engine propelled by kerosene and LOx. The oxidizer rich preburner was designed as some of LOx injected from the mixing head was burned with kerosene and the rest of LOx injected from injection holes in the regenerative cooling chamber was vaporized by combustion gas. The preburner is operated at OF ratio of 60 and combustion pressure of 20 ㎫. The Preburner has a honey-comb type mixing head with simplex swirl injectors, a turbulence ring improving combustion stability and uniformity of product gas temperature distribution, and a nozzle simulating the duct. With the combustion test results at the design point, the oxidizer rich preburner showed high combustion stability and uniformity of product gas temperature distribution.

터보펌프 공급식 액체 로켓엔진의 시동 과도 해석

박순영,남창호,문인상,설우석,Park, Soon-Young,Nam, Chang-Ho,Moon, In-Sang,Seol, Woo-Seok 한국항공우주연구원 2005 항공우주기술 Vol.4 No.2

액체로켓 엔진시스템 개발에 있어서 시동부터 정상상태까지의 시동특성은 안정된 시동의 재현성을 확보하여 신뢰도를 높이는 것과 과도상태의 시간을 단축하는 두 가지 목표를 만족하는 방향으로 전개된다고 할 수 있다. 특히 우리나라와 같이 액체로켓 엔진 개발의 초기단계에서는 엔진시스템 시험의 경험이 없어, 시동에서 정상상태까지 과연 어느 정도의 시간이 필요할 것인가에 대한 예측이 힘들 수밖에 없다. 본 연구에서는 터보펌프 공급식 액체로켓 엔진의 각 구성품의 모델을 구성하여 시동 과도 해석을 수행할 수 있는 프로그램을 완성하였다. 이 프로그램을 이용하여 25톤급 가스발생기 사이클 엔진에 대한 시동 특성을 조사하여 시동에서 정상상태에 이르는 시간을 계산하였으며, 비정상 상태의 엔진시스템의 동특성을 밝힐 수 있었다. There are two definite objects for developing the startup transient of liquid rocket engine. One is to achieve the repeatability of startup to ensure higher reliability, and the other is to reduce the time of the startup transient. Typically in the initial phase of engine development as we are currently opposing, it is hard to estimate engine startup time due to the lack of experiences. In this work, a startup transient analysis tool was developed with the introduction of the mathematical model for each component of pump-fed liquid rocket engine system. Startup transient was investigated for a 25 ton class gas generator cycle engine to find necessary time for reaching steady state from startup and this enabled to reveal dynamic characteristics of the engine.

산화제 과잉 예연소기 점화특성

문일윤(Ilyoon Moon),문인상(Insang Moon),홍문근(Moongeun Hong),강상훈(Sang Hun Kang),유재한(Jaehan Yoo),하성업(Seong-Up Ha),이선미(Seon-Mi Lee),이수용(Soo Young Lee) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5

케로신과 액체산소를 추진제로 하는 다단연소 사이클 액체엔진용 산화제 과잉 예연소기를 설계하여 점화시험을 수행하였다. 산화제 과잉 예연소기는 혼합비 60, 20 ㎫의 연소압에서 작동하도록 설계되었다. 가압식 연소시험설비에서 안정적 점화를 위해 점화초기 추진제 유량을 변화시켜 점화특성을 비교하였다. 시험결과 점화초기 추진제 공급유량이 많을수록 점화지연시간이 짧아졌으며 점화강도도 높아졌다. 연소실 재생냉각채널 내의 산화제 온도 측정을 통해 점화 시 연소가스가 재생냉각채널로 유입됨을 확인할 수 있었다. 점화 시 발생한 연소가스가 재생냉각채널로 유입되어 재생냉각채널 내산화제 온도를 상승시켜 산화제 공급이 줄어들게 되어 점화지연을 야기한다. 추진제 공급유량이 많을 경우 재생냉각채널 내 산화제가 빠르게 냉각되어 연소실로 원활히 공급되면서 점화지연시간이 짧아진다. It was designed and tested ignition that an oxidizer rich preburner for a staged combustion cycle liquid rocket engine propelled by kerosene and LOx. Operation conditions of the preburner are about 60 of OF ratio and 20 ㎫ of combustion pressure. Ignition characteristics were compared by propellants flowrate. As the results, the higher propellants flowrate, the shorter the ignition delay time and the higher ignition stiffness. The ignition delay time was affected by incoming the oxidizer flowrate through the refrigerative cooling channels. The oxidizer flowrate from the cooling channels decreased by inflow of combustion gas during initial ignition. The oxidizer flowrate of the cooling channels increases, it is rapid recovery by cooling effect, eventually the ignition delay time decreases.

산화제펌프 입구에서 캐비테이션 발생 가능성 및 위험성 평가

김철웅(Cheul-Woong Kim),문인상(In-Sang Moon),V.A.베르샤드시키 한국유체기계학회 2006 유체기계 연구개발 발표회 논문집 Vol.- No.-

Upon a turbopump's running, cavitation may occur at the inlet of the LOx pump by pressure drop and heat transfer along the LOx feeding line. Since the cavitation can cause serious damage to the pump or to stop running, the absence of the cavitation at the inlet of a turbopump should be confirmed before the using the turbopump. In the present study, the calculation of the volume fraction of LOx gas phase at the inlet of the pump are performed with different temperatures of LOx in the tank, pressure drops and heat transfers along the feeding line. This calculation method can be applied to define the limits of thermal and hydraulic characteristics during the design of a LOx feeding system.