환경시험용 챔버 내에 설치된 멀티콥터 정지추력 시험기 주변 유동의 수치적 연구

신동진(Dong-Jin Sheen),박창환(Chang-Hwan Park),김학윤(Hak Youn Kim) 대한기계학회 2021 大韓機械學會論文集B Vol.45 No.12

환경시험 챔버 내에 설치된 정지추력 시험기의 정확성 및 신뢰성을 전산유동해석으로 검증하였다. 전산유동해석은 MRF 기법을 사용하였으며, 해석 결과 밀폐형 환경시험장에서 측정한 정지추력의 신뢰성은 개방형 환경시험장에 비하여 더 높은 신뢰도와 정확성을 얻을 수 있었다. 프로펠러와 벽면 사이의 간격이 시험장 높이의 10% 이하면 환경시험 챔버의 출입구의 개방 여부와 관계없이 예측된 추력값은 벽면 효과로 인하여 10% 이상의 큰 오차를 가진다. 프로펠러와 벽면 사이의 간격이 시험장 높이의 15% 이상이고 회전수가 약 4,000 rpm 이하의 경우 밀폐형 환경시험장에서 정지추력의 측정오차는 10% 미만으로 비교적 적은 오차를 가진다. 환경시험 챔버에서 측정하는 정지추력의 신뢰성과 정확성은 프로펠러의 지름과 회전속도가 작을수록 증가한다. The accuracy and reliability of the static thrust tester installed in the environmental test chamber were verified using computational fluid dynamics. The computational fluid dynamics used the MRF technique, and as a result of the analysis, the static thrust measured in the closed environmental test chamber could be obtained with higher reliability and accuracy compared to an open environmental test chamber. If the distance between the propeller and the wall is less than 10% of the chamber height, the predicted thrust value has a large error of 10% or more due to the wall effect regardless of whether the entrance to the environmental test chamber is open. If the distance between the propeller and the wall is more than 15% of the chamber height and the rotation speed is less than about 4,000 rpm, the error of the static thrust in the test chamber has a relatively small error of less than 10%. The reliability and accuracy of the static thrust measured in the environmental test chamber increases as the diameter and rotational speed of the propeller reduces.

위성 열평형 시험에서 챔버 벽 영향에 관한 연구

김동운(Dong-Woon Kim),장영근(Young-Keun Chang) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.12

위성 열평형 시험에 사용하는 열진공 챔버의 벽은 흑체 거동을 하는 우주공간과는 달리 위성의 복사 에너지를 완벽하게 흡수하지 못하고 일부를 반사한다. 챔버의 크기가 작을수록 이러한 챔버 벽 효과는 커지는 것으로 알려져 있다. 이것은 시험비용을 줄이기 위해 대형 챔버를 사용하기 힘든 소형위성의 개발에 걸림돌이 된다. 본 연구에서는 챔버 벽 효과를 예측하고 이를 보정하기 위한 정량적인 분석을 진행하였다. 그 결과로 챔버 벽 효과에 의한 온도 오차를 계산하여 시험 데이터를 보정할 수 있게 하였다. 또, 최적 면적비를 정의하여 소형위성의 열평형 시험용 열진공 챔버의 크기를 정하는데 기준을 마련하였다. 덧붙여 챔버 벽을 투명한 재질로 코팅하여 챔버 벽 효과를 줄일 수 있는 방안에 대해 이론적인 분석을 수행하였다. The wall of thermal vacuum chamber which is used for the satellite thermal balance test doesn't absorb satellite's IR emission perfectly and reflects some part of that. It is estimated that small thermal vacuum chamber has relatively larger wall effect than the big one. The small thermal vacuum chamber is required for the small satellite test to reduce the test cost. A quantitative analysis was carried out to investigate the chamber wall effect. As a result, temperature errors caused by chamber wall effect was calculated, and the temperature data acquired in the thermal balance test have been compensated. By defining the optimized area ratio between chamber surface and satellite surface area, the baseline to be able to determine the minimum size of thermal vacuum chamber was established to minimize the wall effect. Also, theoretical analysis about transparent material coating which can reduce the chamber wall effect is conducted

진공 챔버를 이용한 고도 시험 자동화 구현 결과 고찰

김근식,조혁진,백선기,서중규,지상연,서희준,박성욱,문귀원 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

한국항공우주연구원에서는 진공 챔버를 활용하여 Military Standard 801G:2014 문서의 500.6 방법에 따른 고도 시험을 수행하고 있다. 해당 규격에서 요구하는 고도변화율(10 m/s 이하) 만족을 위한 챔버 내부 압력 조절 방법으로, 진공 펌프를 이용하여 챔버 내부 진공도를 낮추는 동시에 가스 공급용 수동밸브의 개도를 적절히 조절하는 방법을 적용해 왔다. 작업자의 숙련도에 영향을 받는 수동 밸브 조작에 따른 시험 조건의 비균일성과 재현성 확보의 어려움을 해결하기 위해서, 밸브의 개도와 고도 상승률, 고도 하강률의 상관관계를 실험을 통해 얻어 내고, 이를 자동 유량 조절 밸브 제어 로직에 적용하여 고도시험의 자동화를 구현하였다. 자동화 구현 이후의 검증 실험을 통하여, 규격이 요구하는 시험 조건을 정확하게 구현할 수 있음을 확인하였다. Altitude test following the method 500.6 of military standard document 801G:2014 has been performed at Korea Aerospace Research Institute (KARI) using a vacuum chamber. In order to satisfy the altitude increasing rate requirement of less than 10 m/s of the document, KARI has applied the process to decrease the chamber pressure using a vacuum pump, and to supply gas into the chamber by manual valve manipulation simultaneously. The manual valve control has been affected by operator’s proficiency, so test repeatability was not guaranteed. The relation between valve opening and altitude increasing rate, altitude decreasing rate was found by the experiments, and the obtained equations were applied to the control logic of the remote mass flow controller, The altitude test performance was successfully verified by the final validation test.

위성체 음향환경 시험기술의 동향 분석

임종민(Im, Jong-Min),은희광(Eun, Hee-Kwang),전종협(Jun, Jong Hyub),문귀원(Moon, Gue-Won) 한국항공우주연구원 2013 항공우주산업기술동향 Vol.11 No.1

발사체의 발사 과정에서 발생되는 음향 하중을 지상에서 모사하기 위해, 지난 수 십년 동안 고 에너지 음향시험시설이 이용되어 왔다. 이를 위하여 많은 수의 대형 잔향 음향 시험시설이 전 세계적으로 구축되어 왔다. 최근 들어 우주분야의 시스템 및 부품에 대한 음향시험 기법의 대안으로 직접음장 음향시험 기법이 개발되고있다. 본 논문을 통하여 음향챔버를 이용하는 잔향음장 음향시험 기법과 스피커를 이용한 직접음장 음향 시험기법에 대해 살펴보고자 한다. 잔향음장 음향시험시설의 구성 요소와 직접음장 음향시험기법에 있어서 구성요소, 제어 기법 및 특성을 살펴보고자 한다. In order to simulate acoustic noise from the launch vehicle, high-intensity acoustic test facilities have existed for several decades. Many large, rectangular, Reverberant Acoustic Test Facility (RATF) have been built around the world. Recently Direct Field Acoustic Testing(DFAT) is rapidly developing alternative test method for performing acoustic testing on aerospace structures, system and components. In this paper, the status of acoustic testing method is described for RATF and DFAT. In addition, the components of RATF and equipments, control method and characteristics of DFAT have been investigated.

수리온 군용헬기의 결빙 감항인증 비행시험을 위한 파라미터 고찰

허장욱(Jang-Wook Hur),김찬동(Chan-Dong Kim),장재상(Jae-Sang Jang) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.6

국내개발 헬기인 수리온의 악기상 시 운용능력을 입증하고 결빙하 운용 제한 사항을 해제하기 위하여 결빙 감항인증이 요구되고 있다. 군용헬기인 수리온의 결빙 감항인증 절차는 유사 무기체계인 UH-60과 AH-64의 사례와 S/W 기술의 성숙도를 보았을 때, 전산해석→모의결빙형상 비행시험→인공 결빙 비행시험→자연 결빙 비행시험의 4가지 방법에 의한 단계화된 추진이 고려되고 있다. 수리온의 최적 비행시험 소티와 비행시간은 인공 결빙 비행시험 20~30소티 및 20~23시간과 자연 결빙 비행시험 20~30소티 및 20~22시간이 요구되며, 효율적인 결빙 감항인증 비행시험을 위해서는 LWC 0.5~1.0 g/m³ 범위의 대기온도 조건은 인공 결빙 비행시험을 추진하고, LWC 0.5 g/m³ 이하의 대기온도 조건에서는 자연 결빙 비행시험이 필요하다. In order to relieve limitation of flight operation under icing condition and verify its operation in adverse weather condition for Surion, military helicopter developed in Korea, airworthiness certification in icing condition is required. The process of Surion icing certification should be considered by implementation of four methods by step such as CFD analysis, simulated flight tests, artificial icing flight tests, and natural icing flight tests. For Surion icing flight tests, these are required 20~30 sorties and 20~23 hours in artificial icing condition; 20~30 sorties and 20~22 hours in natural icing condition. In addition, to proceed with efficient flight tests, it is necessary to implement artificial icing flight tests in LWC 0.5~1.0 g/m³; natural icing flight tests in less than LWC 0.5 g/m³

정지궤도복합위성(GK2A)의 열진공 시험 및 시험 예측에 관한 연구

전형열(Jun, Hyoung Yoll),김정훈(Kim, Jung-Hoon),현범석(Hyun, Bum-Seok),박근주(Park, Keun Joo) 한국항공우주연구원 2018 항공우주산업기술동향 Vol.16 No.1

정지궤도복합위성(GK2A)는 한국항공우주항우연이 독자적으로 개발하는 3.5톤급의 국내 최초의 정지궤도 위성이다. GK2A는 기상관측을 주 임무로 수행하며, 2010년 발사되어 현재 운용중인 천리안 위성을 대체하기 위해 개발 중이다. 2018년 하반기에 Ariane 5호 발사체를 이용하여 발사될 목표로 현재 조립 및 환경시험을 수행 중에 있다. 2018년 5월 8일, 열진공 시험을 완료하였으며, 이 열진공 시험은 열제어 설계 검증, 열제어 하드웨어 작동 검증, 열해석 모델 보정 및 우주궤도환경하에서 위성전반에 대한 기능 시험을 주목적으로 한다. GK2A 위성의 열진공 시험은 한국항공우주연구원에서 자체 개발한 대형 열진공 챔버를 이용하여 수행되었다. 또한 정지궤도에서의 외부 열유입량을 모사하기 위해, 위성의 남쪽과 북쪽 방열판위에 각각 독립된 액화질소 및 질소가스를 이용하는 히팅플레이트를 장착하였다. 본 논문에서는 정지궤도복합위성의 열진공 시험 방법, 열진공 시험 예측을 위한 모델링, 열진공 시험 예측 및 실제 열진공 시험에 관해 다루고자 한다. KARI is developing independently GEO-KOMPSAT-2A(GK2A), which is the first 3.5 ton class geostationary satellite in Korea. The mission of GK2A is the meteorological observation and it will take over the meteorological mission of COMS launched at 2010. GK2A has been performing the environmental tests and will be launched the end of this year by Ariane 5 launcher. The thermal vacuum test was conducted until 8th May 2018 to validate thermal control design, to validate satellite functions under the simulated space environments and to obtain data for thermal model correlation. The thermal vacuum test was carried out by using the large thermal vacuum chamber developed by KARI. Additionally, the radiating(or heating) plates were installed on the front of the north and south panel of GK2A in order to simulate the external solar flux at the geostationary orbit. The temperatures of the plates were controlled by circulating GN2 and LN2. This paper describes the thermal vacuum test method, the thermal modelling, the test prediction and the test results of GK2A.

고속압력하중부가에 의한 고체추진제의 균열진전평가에 관한 연구

하재석(Jaeseok Ha),김재훈(Jaehoon Kim),양호영(Hoyoung Yang) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5

창이 있고 밀폐되어있는 시험챔버를 사용하여 고속압력하중부가에 의한 고체추진제의 균열진전시험을 수행하였다. 고체추진제 예균열 시험편은 시험챔버내에 설치되고, 고속압력하중을 부가하기 위해 어큐뮬레이터 내에 고압으로 축적된 질소가스를 가압밸브를 통해 시험챔버 내에 가압하였으며, 시험챔버내의 압력이 설정압력에 도달하게 되면 가압밸브는 닫히고 배기밸브를 통해 시험챔버는 감압이된다. 시험결과로부터 시간에 따른 시험챔버압력을 나타내는 압력-시간 선도를 얻었으며, 선도로부터 가압비(ΔP/Δt)를 계산하였다. 3가지 가압비 64.34, 73.86, 85.44 ㎫/s 에 대한 시험을 수행하였으며, 가압비에 따른 균열진전길이가 측정되었다. 또한 고속 디지털카메라촬영을 통해 균열진전과정을 분석하였다. An experiment of rapid pressurization-induced crack propagation of solid propellant was conducted by using a windowed test chamber. A pre-cracked specimen of solid propellant is installed in the chamber, and highly compressed nitrogen gas in a accumulator pressurizes the chamber until the chamber pressure reaches set-up pressure to make the chamber depressurization. Pressure-time trace was obtained from the experimental result, and pressurization rate was defined from the trace. In this study, three pressurization rates (64.34, 73.86 and 85.44 ㎫/s) are considered, and propagation lengths are measured. Also, a progression of the crack propagation recorded by a high-speed digital camera is presented.

음향 환경시험 챔버 성능 개선 및 검증 시험

은희광(Hee-Kwang Eun),임종민(Jong-Min Im),문상무(Sang-Moo Moon),최석원(Seok-Weon Choi) 한국항공우주연구원 2007 항공우주기술 Vol.6 No.2

우주환경시험팀에서는 인위적으로 발사 환경 시 음향 환경을 구현하여 시험 대상물의 성능을 검증하는 음향 챔버를 개발하였으며, 이를 운용 중에 있다. 그러나 점차적으로 요구되는 대형 위성의 성능 시험 및 발사체 페어링의 내부 구조에 따른 특성의 평가 시험을 수행하기에는 기존 음향 챔버의 음향 에너지 구현 능력으로는 한계가 존재한다. 본 연구에서는 음향 챔버의 성능 확장을 위해 요구되는 각 요소의 설계 및 제작 과정 등에 대한 연구 결과를 소개하고자 한다. 그리고 개선된 시스템을 이용하여 위성 부품을 대상으로 수행한 시험 결과를 제시하고자 한다. Acoustic chamber was developed for verifying the performance of a satellite under the launch condition on the Space environment test department. As the size of a satellite is increased the extension of existing facility is required. This paper encompasses the following items; redesign of components in acoustic chamber, product procedures of them and review of the test for the components of satellite in the upgraded acoustic chamber.

강도시험을 고려한 75톤급 연소기 노즐부 외피 구조설계

유철성(Chulsung Ryu),이금오(Keumoh Lee),허성찬(Seongchan Heo),곽준영(Junyoung Kwak),최환석(Hwanseok Choi) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

연소기 제작 후 제작성 및 구조안정성 검증하기 위해서는 연소기 전체 강도시험이 필요하다. 본 논문은 연소기 전체 강도시험 시 노즐부의 구조안정성을 확보하기 위한 외피 구조설계에 대한 내용을 기술하였다. 연소기 강도시험에 적용되는 하중으로부터 구조적인 안정성을 갖는 노즐부 외피 두께를 결정하기 위하여 여러 두께에 대한 구조해석을 수행하였다. 노즐목 보강재를 추가한 설계 안을 포함한 구조해석 결과 연소기 강도시험 조건 하중을 적용하였을 때 노즐목부의 구조적인 변형이 과도하게 발생하는 결과를 보여주었다. 이러한 결과를 바탕으로 새로운 강도시험 절차 및 조건을 제안하여 노즐부와 노즐목부의 구조안정성이 증가되었다. The strength test for a 75-tonf class thrust chamber is essential to verify the workmanship and structural integrity of the design. This paper described the structural design of a nozzle outer jacket to get structural stability under the strength test of the thrust chamber. The numerical analysis for various nozzle outer jacket thickness were preformed to determine the thickness which is structurally stable. The analysis results, including modified design with nozzle throat stiffener, showed that large deformation for nozzle throat area occurs by the strength test load. Based on the results, new strength test procedure and condition were proposed, and the designed nozzle throat and nozzle parts became structurally more stable with the new proposed test procedure and loads.

다챔버 커튼 에어백 모델에 관한 연구

송준영(June Young Song),하원필(Won Pil Ha),박승경(Seung Kyung Park) 한국자동차공학회 2004 한국자동차공학회 춘 추계 학술대회 논문집 Vol.- No.-

Numerical analysis models of curtain airbags, based on the uniform pressure assumption, are usually composed of one chamber. Deployed state of a curtain airbag can be well simulated with one chamber. But there are some important things that can't be evaluated by this one chamber model. For example, the gas distribution in the early stage of bag deployment and diffusion of gas when CAB is exposed to external forces can't be known. The diffusing characteristic of gas in the early stage is essential to predict the CAB deploying motions. For this, a multi chamber model is introduced. The gas distribution results of multi chamber and a model of MADYMO gas flow module are compared. In addition to that, a pendulum test result is used to know the gas diffusing characteristics when CAB is exposed to external forces. The results from multi chamber model, one chamber model and real tests are compared for this.