불균일한 복사조건하에 있는 히이트파이프 외벽과 확장표면의 결합구조에 대한 열적 성능 해석

夫俊洪 한국항공대학교 1991 論文集 Vol.29 No.-

본 논문의 목적은 히이트파이프 외벽과 확장표면이 결합된 구조물의 상하면에서 불균일한 복사조건이 가해질 때 구조물의 열적 응답과 성능을 연구하기 위한 것이다. 이와 같은 구조는 히이트파이프의 응축부 또는 증발부 외벽에 열전달 성능을 증진시키기 위해 서로 반대 방향으로 확장표면이 부착된 경우에 볼 수 있다. 본 연구의 대표적인 응용예로, 우주에서 인공위성이나 우주선 등에 사용되는 방열기 혹은 지상용으로는 온수급탕 태양열 집열기 등을 들 수 있다. 이론적 모델링과 수치해석에 의해, 히이트파이프 벽에서 원주방향으로의 온도분포는 물론 확장표면에서의 온도분포를 살펴보았다. 본 연구에서의 이론모델은 최근에 사용되는 선택적 도장의 효과를 고려하였으며, 정상 및 비정상상태의 해를 모두 제시하였다. 정상상태에 대한 해석의 결과 히이트라이프 외벽에 대해 열집중용량법 사용의 타당성을 보일 수 있었다. 확장표면의 폭이 대표적 설계변수로 고려되었으며, 핀의 효율과 집열효율을 작동온도와 확장표면 폭의 함수로 나타내었다. 한편, 표면의 성질들이 구조물의 열적성능에 미치는 영향도 검토되었다. The purpose of this study is to investigate thermal response of a heat pipe shell-fin structure that is subject to uneven radiation from upper and lowe sides. Such a structure would arise when fins are attached to opposing sides of the condenser or evaporator section of heat pipes to enhance the heat trensfer performance. Typical examples include radiators for space applications and solar energy collectors for water heating. The temperature distribution in the circumferential direction of the heat pipe shell as well as that in the fin is examined via theoretical modeling and numerical analysis. The model accounts for the effects of selective coatings. Both steady-state and transient solution procedures are presented. Examination of the steady-state results justifies the use of a thermally-lumped formulation for the heat pipe shell region. The effect of fin width is investigated as a typical design variable. The fin effciency and the collector effciency are also presented as functions of heat pipe operation temperature and fin width. The influence of the surface properties on the thermal performance of the heat pipe shell-fin structure are also examined.

인공위성의 열제어를 위한 히이트파이프 방열장치의 성능해석

秦昇煥,夫俊洪 한국항공대학교 1992 論文集 Vol.30 No.-

본 연구는 인공위성과 같은 우주비행체 내의 폐열을 효과적으로 방출하기 위한 히이트파이프 방열장치에 대한 모델링 및 성능해석과정을 다루고 있다. 수학적 모델링은 lumped-layer 모델에 기초하였으며, 방열부 표면의 복사현상해석에는 등가주위온도를 이용하였다. 선택된 히이트파이프의 사양에서 방열부 길이, 열복사 강도, 표면의 흡수율과 방사율 등 여러가지 기본설계변수가 전방열량 및 단위 질량당 방열량에 미치는 영향을 검토하였다. 한편, 열부하의 크기 및 방열기 표면 성질의 변화에 따르는 히이트파이프내 각 영역의 온도분포를 고찰하였다. 본 연구의 방법으로 ATS-6의 실제 방열장치 데이터를 사용하여 성능모사를 한 결과, 알려진 실험치에 매우 근접한 방열량 및 평균작동온도를 얻을 수 있었다. 따라서 본 연구의 모델과 성능해석 방법은 실제에 유용하다고 사료된다. This study deals with modeling and performance analysis of a heat pipe radiator that can be used to reject effectively the waste heat of satellites. Mathematical modeling is based on the lumped-layer model. An equivalent surrounding temperature was introduced for the analysis of thermal radiation at the radiator surface. With a chosen heat pipe geometry, the effects of various base design parameters of the system, such as condenser length, irradiation intensity, absorptivity and emissivity of the surface, on the total amount of heat transfer and on the amount of heat transfer per unit mass were investigated. Furthermore, temperature distributions in each region of the heat pipe were examined due to the change of thermal load and surface properties. A performance simulation was conducted using actual data of a heat rejection system of the ATS-6. The result agrees well with known experimental data, in the amount of heat rejection and the mean operating temperature. The model and analysis method presented herein is thus considered to be useful in practice.

터어보제트 엔진 작동의 선형모델링에 관한 연구

方文洙,夫俊洪 한국항공대학교 1992 論文集 Vol.30 No.-

항공기용 터어보제트 엔진의 제어를 위해서는 엔진의 동적특성을 실제적으로 모사할 수 있는 모델링이 선행되어야 한다. 엔진의 동적작동에 관한 지배방정식들은 본질적으로 비선형이나, 대부분의 전자적 제어기법들은 선형제어모델을 이용하고 있다. 따라서 작동관계식의 선형화가 필수적이다. 본 연구에서는 순항마하수 0.7의 single-spool 터어보 제트 엔진을 대상으로 하여 선형모델의 구성방법을 제시하고 있다. 선형모델은 7개의 상태변수를 갖는 full model과 그 이하의 상태변수(5개 또는 4개)를 갖는 reduced model이 검토되었다. 선형제어 상태방정식에서 연료유량을 입력변수로 하여 step 변화가 있을때, 시간에 따른 상태 벡터와 출력벡터의 변화를 추적하였으며, 비선형모사의 결과와 비교하였다. 그 결과는 잘 일치하고 있다. 본 연구의 결과는 전자식 제어기법을 적용하기에 적합한 선형모델을 구성하는데 유용할 것이다. In order to control an aircraft turbojet engine, a modeling method should be established that can simulate dynamic characteristics of the engine. The governing equations for the engine dynamics are essentially nonlinear, while a most of electronic control techniques is based on a linear control model. A linearization of associated equations is thus desired. This study presents a method of constructing a linear model using a single-spool turbojet engine, whose cruise Mach number is 0.7. The full linear model is consisted of 7 state variables and a reduced model is made of 5 or 4 states. Fuel flow is considered as an input variable in a set of state-space equations, and the net thrust is taken as an output. Transient operation of the engine model was investigated after a step change in the fuel flow. The result agrees well with those from a nonlinear simulation. The method presented herein will be useful in constructing a linear model for an electronic engine control.

항공기용 터어보팬 엔진의 예비설계과정에서 최적 바이패스비의 결정방법에 관한 연구

金智炫,夫俊洪 한국항공대학교 1991 論文集 Vol.29 No.-

항공기용 터어보팬 엔진 중에서 높은 바이패스를 가지며 분리배기방식을 사용하는 형태의 엔진을 대상으로, 예비설계과정에서 최적의 바이패스비를 결정하는데 필요한 이론적 연구가 수행되었다. 터어보팬 엔진은 다른 종류의 가스터어빈엔진과 비교할때, 팬의 존재가 특징적이며, 팬이 엔진의 전반적인 성능에 미치는 영향은 매우 크다. 본 연구에서는 비연료소모율과 비추력을 성능변수로하고, 팬압력비, 압축기 압력비 및 바이패스비를 설계과정에서 택할 수 있는 설계매개변수로 취급하여 연로소모를 최소로 할 수 있는 최적화 과정을 확립하였다. 한편, 디퓨져, 팬, 연소기 및 노즐에서의 압력비와 팬, 압축기 및 터어빈의 폴리트로픽 변화가 최적 바이패스비에 미치는 영향을 검토하였다. 본 연구에 제시된 방법에 의한 결과는 현재 운용중인 대표적 엔진에서의 실제값과 대체로 잘 일치하고 있다. A theoretical study has been performed to determine the optimum bypass ratio of turbofan engines which have high-bypass ratios and separate exhaust systems. The fan is typical of turbofan engines that exerts significant effect on the overall engine performance. An optimization process has been established in this study by considering the thrust specific fuel consumption and the specific thrust as performance variables, and by treating the fan pressure ratio, the compressor pressure ration and the bypass ratio as design parameters. Furthermore, the effects of pressure ratios in the diffuser, the fan, the combustor, and the nozzle as well as the effects of polytropic efficiencies of primary components were investigated. The results obtained by the method presented herein show good agreement with the values for the existing turbofan engines.

항공기용 단순싸이클식 공기냉동기의 작동성능 모사

김범신,부준홍 한국항공대학교 1997 論文集 Vol.35 No.-

최소한 제한된 용도의 범위에서 공기압축식 냉동싸이클(ACM)의 성능을 전형적인 증기압축식 냉동싸이클의 성능과 비교될 만큼 향상시킬수 있는 가능성이 검토되었다. 몇가지 종류의 ACM중 단순식 싸이클을 연구대상으로 선택한 이유는 장치구성이 간단하고 경량이며 제조비용이 상대적으로 저렴하기 때문이다. 선정된 시스템의 성능을 모사하기 위해 수치적인 절차가 수립되었으며 각 주요 구성요소의 성능과 관련된 변수들을 고려하기 위해 수치 프로그램에 적절한 방정식들이 이용되었다. ACM의 성능계수와 냉각효과를 향상시키는 중요한 인자는 엔진에서 추가되는 블리드 공기의 온도와 압력이다. 충분히 낮은 온도와 높은 압력으로 bleed air가 ACM에 공급된다면 그 성능은 증기압축식 시스템의 성능과 비교될 수 있다. 더우기 시스템의 성능은 터빈의 팽창과정전 열교환기의 거동에 거의 비례한다. 따라서 별도의 압력용기를 이용하여 터빈으로 유입되기전 냉매공기를 냉각시킬 수 있다면 시스템의 냉각효과는 향상되리라 기대된다. An air-cycle machine(ACM) was investigated for the possibility of improving its performance to a comparable level, at least in a limited range of usage, with the conventional vapor-compression type refregeration system. A simple-cycle system was studied among several types of ACM for its brevity in structure, light weight and low manufacturing cost. A numerical procedure was established to simulate the performance of the selected system. Appropriate equations were incorporated into a computer program to account for associated performance variables in each major component: heat exchanger, fan, and turbine. The major factors for improving the coefficient of performance and the cooling effect of the ACM were identified as the temperature and the pressure of the inlet bleed air from the engine. Provided that some means are adopted to lower the temperature and to increase the pressure of the bleed air, the simple-cycle ACM may exhibit a comparable performance with the vapor compression system. In addition, the system performance showed almost proportional behavior to that of the heat exchanger prior to the turbine expansion. Use of a separate pressure tank which allows the compressed air to cool down before expantion is suggested to enhance the cooling effect.

장치의 열제어를 위한 소형 2상 열이송루프 성능에 관한 실험적 연구

유재복,부준홍 한국항공대학교 1994 論文集 Vol.32 No.-

2상 열이송 루프는 액체-증기간 상변화를 이용하여 매우 높은 열이송 성능을 낼 수 있는 장치이다. 일반적인 응용은 우주비행체와 전자장비의 열제어이다. 본 논문에서는 한국항공대학교에서 제작된 2상 열이송루프의 기초적인 설계방법, 실험결과, 성능해석을 제시하려고 한다. 실험장치는 크게 집열부, 열이송부, 그리고 방열부의 세 부분으로 구성된다. 상변화를 수행하는 작동유체의 관점에서 이들은 각각 증발부, 단열부, 그리고 응축부가 된다. 증발부와 응축부 사이의 거리는 약 1.2m이다. 실험장치를 제작한 후에 일련의 실험은 500Watts의 열부하를 이송하는 전체 시스템 및 각 부의 성능을 해석하기 위하여 이루어졌다. 증발부에서의 작동유체와 대기와의 온도차, 시스템의 작동온도, 루프의 열저항이 열부하의 여러가지 값과 액체 주입의 양에 따라 조사되었다. Two-phase thermal transport loop is a high-performance heat transfer equipment that utilizes phase change between liquid and vapor. Typical application includes thermal control of space vehicles and electronic equipments. This paper deals with a basic design methodology and presents experimental results and performance analysis of a two-phase thermal transport loop that was built at Hankuk Aviation University. Expermental setup is primarily composed of three parts: thermal collector, thermal transport section, and thermal dissipator. These are called as evaporator, adiabatic section, and condenser from the viewpoint of working fluid performing phase change. The distance between the evaporator and the condenser is about 1.2m. After construction of the experimental setup, a series of experiments were conducted to analyze the performance of each component as well as that of the entire system carrying a thermal load of 500 Watts. The temperature difference between the working fluid in the evaporator and the ambient air, the operating temperature of the system, and the thermal resistance of the loop were investigated with various values of heat load and amount of liquid charges.

이상 열이송로프의 열저항에 관한 실험적 연구

유재복,부준홍,유상신 한국항공대학교 1995 論文集 Vol.33 No.-

본 연구에서는 실험적 관찰을 통하여 2상 열이송루프의 성능을 평가하였다. 상변화를 수행하는 작동유채의 관점에서 실험장치는 열을 받아 작동유체가 증발하는 증발부, 열이송이 이루어지는 단열부, 그리고 대기중에 방열하는 응축부로 구성된다. 2상 열이송루프는 증발부와 응축부의 거리를 멀리할 수 있는특징을 가지고 있는데 본 실험적 연구에서는 증발부와 응축부 사이의 거리를 1.2m로 하였다. 2상 열이송루프의 성능을 평가하기 위하여 시스템의 열저항을 증발부 온도와 대기 온도의 차를 증발부에 가해준 열부하로 나누어준 값을 정의하였다. 시스템의 열저항은 열부하의 증가에 따가 급격히 감소하는 경향을 나타내며, 열부하가 적을때는 작동유체량의 증가에 따라 열저항이 증가하지만 열부하가 크게 증가하면 열저항은 작동유체량의 영향을 거의 받지 않는다. In the present study, characteristics of a two-thermal transport loop are evaluated by the experimental investigation. Expermental setup is primarily composed of three parts: an evaporator where a working fluid is evaporated by heating or heat absorption, a thermal transport section that connects the evaporator and the condenser and a condenser which works as a thermal dissipator. One of advantages of the two-phase thermal transport loop is that the evaporator and condenser can be located separately far away. The distance between the evaporator and the condenser is about 1.2m in the present study. In order to evaluate the performance of the two-phase thermal transport loop the system thermal resistance is defined as the quotient of temperature difference between the evaporator and the ambient temperatures by the heat supplied to the evaporator. The system thermal resistance decreases rapidly as the heat load increases. The system thermal resistance increasesas the quantity of working fluid increases for the low range of the heat load, but the thermal resistance is slightly dependent upon the quantity of working fluid as the heat load increases.

위성체용 알루미늄 히트파이프의 성능에 관한 실험 연구

정원복,부준홍 한국항공대학교 1997 論文集 Vol.35 No.-

본 논문에서는 위성체에 사용될 수 있는 알루미늄 히트파이프들의 제작과 성능시험을 다루었다. 기본적인 써모사이펀, 복합 스르킨 웍을 갖는 히트파이트, 그리고 그루브 히트파이프의 대체할 수 있는 형상으로서 groove-artery 히트파이프가 비교되었다. 실험은 히트파이프의 열이송 능력 범위 내에서 경사각과 열부하를 변화시키면서 수행되었다. 결과적으로 groove-artery를 갖는 히트파이프의 작동한계는 복합 스크린 웍을 갖는 히트파이프의 약 2배까지 확장될 수 있었다. This study deals with fabrication and performance test of aluminum heat pipes for satellite use. A thermosyphon, a composite screen wick heat pipe and a groove-artery heat pipe, in place of grooved heat pipe, are compared. The experiment was conducted by varying the inclination angle and heat load within the heat transfer capability of the heat pipes. The result showed that the operation limit of a groove-artery heat pipe was extended to almost two times that of a composite screen wick heat pipe.

항공기용 가스터어빈 엔진의 재료선정을 위한 DATA BASE 개발

金學奉,林慶鎬,金光培,夫俊洪,柳常新 한국항공대학교 1991 論文集 Vol.29 No.-

본 논문의 목적은 항공기용 가스터어빈 엔진의 재료선정을 위한 데이타 베이스를 구축하는 것이다. 한 엔진설계자가 어떤 엔진요소에 사용 할 재료를 선택한다는 것은 매우 어려운 작업이다. 따라서 수 많은 재료에 대한 정보를 관리 할 수 있는 데이타 베이스가 절실히 요구되고 있으나, 국내에서는 아직 이 방면의 기초연구가 이루어져 있지 않은 실정이다. 온도, 압력, 회전수등 각 부분에서의 작동조건은 다른분야에 의해 제공될 것이다. 본 연구에서는 재료공학적 관점에서 재료의 대표적성질로서 고온강도, 내식성, 내산화성, 항복강도, 열팽창계수, 융점등을 고려해서 후보재료를 선정할 수 있도록 하였다. 이외에도 성형성이나 제조단가등도 고려해야할 변수가 된다. 본연구의 결과 사용자의 편의를 고려한 전산프로그램이 개발되었으며, 이를 이용하여 새로운 재료정보의 입력, 요구 재료선정 및 선정결과의 출력등이 가능하다. 끝으로, 선정된재료에 대한 재료공학적 검토도 실시하였다. The purpose of this study is to develop a data base for material selection of gas turbine engines. Since it is very diffcult task for a design engineer to select materials of adequate properties for specific engine components, a good data base is strongly desired to manage informations on various kinds of materials. However, no basic research is reported in this area so far in our country. The operating conditions such as temperature, pressure, rpm of spools are assumed to be provided by other mechanical studies. Creep rupture strength, corrosion resistance, yield strength, thermal expansion, melting point, etc., are considered as typical properties in this study to search a group of candidate materials. Formability, manufacturing or purchase cost can also be important variables to be considered. As a result of this study, a user-fiendly computer program has been developed for input of new material information, interactive material selection, and output of selection results. Finally, discussion is presented from the viewpoint of materials engineering.

Effects of Mesh Size in a Flat Evaporator and Condenser Cooling Capacity on the Thermal Performance of a Capillary Pumped Loop

Joon Hong Boo 대한기계학회 2000 KSME International Journal Vol.14 No.1