슬롯형 냉각라이너에서의 열해석

정해승(Haeseung Jeong),황기영(Kiyoung Hwang),윤현걸(Hyungull Yoon) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11

막냉각은 고온의 연소가스에 장시간 노출되어 있는 공기흡입식 추진기관의 연소실 내벽을 열적으로 보호하기 위해 사용하고 있으며, 슬롯형 냉각라이너를 이용한 막냉각 방법은 냉각특성을 향상시키기 위해 오랫동안 연구되어 왔다. 본 논문에서는 다중 슬롯형 냉각라이너의 연소영역과 냉각영역에서의 기체역학적 유동 및 열전달 계산에 대한 연구결과를 기술하였다. Film cooling is used to protect thermally the inner wall of combustion chamber exposed to hot gas in air-breathing propulsion system and specially film cooling using slotted cooling liner has been investigated to improve the cooling characteristics for a long time. In this paper results from gas dynamic and heat transfer calculations were presented in the combustion area and cooling area of multi-slotted cooling liner.

CAD 기반 터보팬엔진 로터 동특성 기본설계 연구

김명호(Myungho Kim),황기영(Kiyoung Hwang),민성기(Seongki Min) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5

터보팬엔진 기본설계 단계에서 로터 동특성을 고려한 로터시스템 설계 절차를 제안하였다. 터보팬엔진 로터 동특성 기본 설계 절차는 로터시스템 형상 설계와 엔진 동특성 해석 순으로 진행하였다. 로터 형상 설계과정에서 CAD를 통한 압축기, 터빈의 허브와 블레이드, 축방향 위치 등을 참조하여 샤프트와 베어링, 디스크, 씰 구조물 등으로 구성된 로터 형상을 설계하였다. 로터 동특성 해석과정에서 검증된 동특성 해석 프로그램으로 로터시스템의 위험속도선도를 분석하였고, 로터시스템과 엔진 재설계 여부를 판단하였다. The design procedures of the engine rotor systems were proposed in the preliminary design for the turbofan engine. The preliminary design process of the turbofan engine rotors consisted of the geometry design and the analysis of the rotor dynamics for the turbofan. In rotor system design, the rotor geometry included the shafts, bearings, disks and seal structures etc were designed to refer the hub line, blades and axial positions of the compressors and turbines used a CAD. In the analysis of the rotor dynamics, the campbell diagrams were investigated using the verified rotor dynamics program and the possibility of the re-design for the rotor systems or turbofan engine was considered.

충격파 시험장치를 이용한 추력 측정

진상욱(Sangwook Jin),황기영(Kiyoung Hwang),박동창(Dongchang Park),민성기(Seongki Min) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5

충격파 시험장치를 이용하여 추력을 측정하는 방법을 소개하였다. 충격파 시험장치를 이용하여 엔진의 추력을 측정하기 위해서는 일반적인 엔진시험 시설에서 추력을 측정하기 위해 사용하는 밸런스가 힘의 평형상태에 도달하지 못하기 때문에 응력파 힘 밸런스(Stress Wave Force Balance) 방법을 이용하여 측정한다. 본 논문에서는 모델 힘 밸런스(force balance)에 대해 충격하중을 주고 유한요소법(FEM)으로 변형률을 계산하였다. 충격하중과 변형률의 관계를 역합성곱(de-convolution)하여 천이함수를 도출하였다. This paper introduces the method how to measure the thrust in impulse facility. In a Facility having such a short duration time of steady flow, there’s no time to reach a steady state of the forces acting on model so that the test model vibrates until the end of the flow. The forces exerted on an engine exist with vibration so that the usual force balance can not be used. SWFB(Stress Wave Force Balance) technique is utilized in a shock tunnel to get the thrust. As an example, a model force balance has been calculated its strain against impulse force by using FEM(Finite Element Method). A transfer function between the impulse force and strain has been obtained by the way of de-convolution.

이중연소 램제트 연소기의 혼합 및 연소특성 실험

변종열(Jong-Ryul Byun),황기영(Kiyoung Hwang) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5

초고속 비행체용 소모성 터빈엔진 사전연구

김유일(YouIl Kim),황기영(KiYoung Hwang) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

초고속 비행체에 적용 가능한 소모성 터빈엔진 개발을 위한 사전연구를 수행하였다. 엔진 요구도 및 설계점 결정을 위한 가상 운용임무형상을 선정하고, 유사급 엔진과 참고문헌 등을 통해 확보된 데이터를 활용하여 설계점 해석을 수행하였는데, 해면고도, 마하수 1.2 조건에서 터빈입구온도 3,600R에 대한 설계점 계산결과, 비추력 2599.4 ft/s, 비연료소모율 1.483 lb/(lb*h)이 예측되었다. 설계점 계산결과를 기준으로 두 가지 임무형상에 대한 엔진 성능해석결과, 엔진 최대 순추력을 결정하는 설계변수는 천음속 및 낮은 초음속영역에서는 터빈입구온도, 높은 초음속 영역에서는 압축기 출구온도임을 확인하였다. 이밖에도 단순, 저가, 경량의 엔진형상으로 축류형 다단압축기와 직류형 연소기, 1단 축류터빈, 고정 수축팽창 노즐이 적용된 단순터보제트엔진을 제시하였다. A prestudy on expendable turbine engine for high-speed vehicle was conducted. The two possible mission profiles were established to decide the engine requirements and Design Point, and Design Point analysis was performed with the values of design parameter which were obtained from similar class engines and technical references. The results showed that Specific Net Thrust is 2599.4 ft/s and Specific Fuel Consumption is 1.483 lb/(lb*h) at the flight condition of Sea Level, Mach 1.2. It was also found through the performance analysis on the two possible mission profiles that major design parameters for determining Net Thrust were Turbine Inlet Temperature for low supersonic flight speed and Compressor Exit Temperature for high supersonic flight speed. In addition, simple turbojet engine with axial compressor, straight annular combustor, axial turbine and fixed throat area converge-diverge exhaust nozzle was proposed as the configuration of simple low cost light engine.

초고속 비행체용 소모성 터빈엔진 사전연구

김유일(YouIl Kim),황기영(KiYoung Hwang) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회지 Vol.17 No.1

A prestudy on expendable turbine engine for high-speed vehicle was conducted. After two possible mission profiles were established to decide the engine requirements, design point analysis was performed with the values of design parameter which were obtained from similar class engines, references, etc. The results showed that specific net thrust and specific fuel consumption with turbine inlet temperature of 3,600 R are 2,599.4 ft/s and 1.483 lb/(lb*h) respectively at the flight condition of sea level, Mach 1.2. It was also found that major design parameters for determining maximum net thrust were turbine inlet temperature for low supersonic and transonic flight speed and compressor exit temperature for high supersonic flight speed from the results of performance analysis on the two possible mission profiles. In addition, simple turbojet engine with an axial compressor, a straight annular combustor, an one stage axial turbine and a fixed throat area converge-diverge exhaust nozzle was proposed as the configuration of simple low cost lightweight turbine engine.

환형 직류형 가스터빈 연소기 유동 네트워크 구축 및 해석

이지근(Jeekeun Lee),유경원(Kyoungwon Ryu),황기영(Kiyoung hwang),최희주(Heeju Choi) 대한기계학회 2013 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2013 No.5

노즐목 적용 탄소/탄소 복합재료의 열반응 특성 연구

함희철(Heecheol Ham),배주찬(Joochan Bae),황기영(Kiyoung Hwang),강윤구(Yoongoo Kang) 한국추진공학회 2005 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2005 No.11

이중연소 램제트 연소기의 준일차원 성능모델

변종렬(Jong-Ryul Byun),박철(Chul Park),황기영(Kiyoung Hwang) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5

본 연구에서는 이중연소 램제트 연소기에 대한 성능모델을 개발하였다. 개발된 성능모델은 적분해석 해석방법을 사용한 가스발생기 성능모델, 연소기-isolator 상호작용에 의해 발생되는 예연소 충격파에 대한 경험적 모델 그리고 열화학적 평형과 유한 화학반응모델이 사용된 준일차원 연소기/노즐 성능모델로 구성되었다. 준일차원 엔진 성능모델은 연소기와 노즐의 면적변화, 마찰력, 연료혼합 그리고 벽면으로의 열전달 영향이 고려되었다. 개발된 성능모델은 이전에 수행된 실험결과와의 비교를 통해 모델의 유효성을 확인하였다. In this study, a new performance model for a dual-combustion ramjet combustor has been developed. The developed performance model includes the gas generator model using the integral analysis method, the empirical model for the precombustion shock train occurred by combustor-isolator interactions, and a quasi-one-dimensional combustor/nozzle model with the thermodynamic chemical equilibrium and finite-rate chemistries. The quasi-one-dimensional engine mode has considered for the effects of area change, friction, fuel mixing, and heat transfer to the walls. Comparisons to the previous experimental data have performed to determine the validity of the quasi-one-dimensional model.

흡열연료를 이용한 연료분사 및 연소 특성 연구동향

최호진(Hojin Choi),이형주(Hyungju Lee),황기영(Kiyoung Hwang) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회지 Vol.17 No.4

Endothermic fuel utilizing technology is considered as a unique practical method of hypersonic vehicle for long distance flight. Research activities about characteristics of fuel injection and combustion using cracked by endothermic reaction are reviewed. Studies on characterization of supercritical fuel injection and mixing within supersonic flow field are surveyed. Researches on combustion characteristics such as ignition delay time, laminar burning velocity and combustion efficiency at supersonic model combustor are reviewed. In addition, domestic research activities on endothermic fuel are surveyed.