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양수석,송태호,Yang, Soo-Seok,Song, Tae-Ho 대한기계학회 2000 大韓機械學會論文集B Vol.24 No.4
Analytical experiments to determine the line-of-sight temperature distribution is conducted by using spectral radiation intensities. For this study, fourteen narrow bands of $25cm^{-1}$ interval in $CO_2\;4.3{\mu}m$ band ($2,050cm^{-1}$ to $2375cm^{-1}$) are selected. The applied system is a one-dimensional gas slab filled with 100% $CO_2$ gas at 1 atm. Two types of temperature profile are tested; parabolic and boundary layer types. Three kinds of radiation calculation are used in the iteration procedure for the temperature inversion; LBL(Line by Line), SNB(Statistical Narrow Band) and WNB(WSGGM. based Narrow Band) models. The LBL solution shows perfect agreement while some error of temperature prediction is caused by radiation modeling error when using SNB and WNB models. The inversion result shows that the WNB model may be used more accurately in spectral remote sensing techniques than the traditional SNB model.
양수석(Soo-Seok Yang),이대성(Dae-Sung Lee),김승우(Seung-Woo Kim) 한국유체기계학회 1999 유체기계 연구개발 발표회 논문집 Vol.- No.-
Currently under development is an airborne auxiliary power unit with 100 Kw equivalent power, which is composed of a centrifugal compressor, a reverse annular combustor, and a radial turbine. Air-foil bearings are used in this power unit to eliminate the oil supplying system, which can reduce the system complexity and weight. The high speed generator is adopted as an electric power generation and engine starting system, which can also eliminate the reduction gear system. Not only electric power but also pneumatic power is provided by bleeding the compressed air. This power unit is aimed for the multi-purpose use such as a primary power unit in the army weapon system, an auxiliary power and environmental control unit in a next-generation tank, and a smoke generating unit.
양수석(Soo Seok Yang) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.11
아폴로 11호의 달 착륙으로 우주여행에 대한 꿈이 현실로 실현될 것만 같았으나, 50년이 지난 지금도 우주는 인류의 자유로운 접근을 쉽게 허용하지는 않고 있다. 다만, 최근 들어서 ‘New Space’라는 기치 아래 민간 주도로 우주에 대한 상업적 활용의 폭이 점차 커지고 있고, 이에 따라 우주여행과 이를 실현 할 수 있는 우주비행기의 개발도 상당한 진척을 보이고 있다. 본 연구에서는 우주비행기의 형태 중에서 현실적으로 가장 실현 시기가 빠를 것으로 예측되는, 로켓엔진을 이용한 TSTO (Two Stage To Orbit)형 우주비행기로서, SpaxeX가 현재 개발을 진행하고 있는 BFR 비행체를 대상으로 하여 발사비용을 분석한다. 발사비용은 6가지의 세부비용으로 나누어 계산하며 각각의 비용은 TRANSCOST의 비용 추정식 등을 이용하여 계산한다. The historic moon landing of Apollo 11 made mankind to fall into illusion that the space journey would be realized in an instant. Fifty years after, however, the unconstrained and non-specific space access of mankind has not been still allowed. Fortunately, as many commercial parties are recently taking the initiative in enlarging the economic utilization of space under the flag of ‘New Space’, the new business of space, for example such as global satellite service, space resource mining, space tourism and son on, comes into the spotlight. Therefore, the space plane to realize the space journey is being also focused, and significant progress has been made in its development. In this research, the launch cost analysis of space plane is conducted for the BFR vehicle, TSTO space plane using rocket engines, that is under development by SpaceX because its successful commercialization is generally forecast to come true in nearest future. The total launch cost is divided into 6 subsections costs which are calculated by using the cost estimation relationships of TRANSCOST and others.
마하 5.0 노즐을 장착한 스크램제트 엔진 시험설비의 시동 특성 연구
이양지(Yang-Ji Lee),양인영(In-Young Yang),양수석(Soo-Seok Yang) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
마하 5급 탄화수소 스크램제트 엔진 시험을 위하여 한국항공우주연구원 스크램제트 엔진 시험설비의 마하 5 노즐과 디퓨저가 제작되었다. 설비 시동을 원활히 하기 위하여 디퓨저 가이드를 장착하였으며 폐색율 60 % 엔진 모델을 장착한 상태에서 설비의 과대 팽창으로 인한 엔진 불시동을 확인, 이를 개선하기 위하여 모델 위치를 전방으로 이동하여 설비와 엔진의 시동을 확인하였다. 마하 5 노즐 코어 유동을 측정하기 위하여 피토레이크(폐색율 2.3 %) 성능시험을 수행하였으며, 설비 노즐의 과소팽창으로 인하여 코어 유동이 디퓨저 쪽으로 갈수록 커지고 있음을 확인하였다. 이는 폐색율이 시험부의 유동 양상을 결정짓고 있음을 뜻한다. 폐색율 33 % 모델을 장착한 상태에서도 설비와 엔진은 원활히 시동하였다. 일련의 시험을 통하여 마하 5 노즐을 장착한 스크램제트 엔진 시험설비는 모델의 폐색율과 관계없이 수직 충격파 효율 약 58%로 시동하고 있음을 알 수 있었다. A Mach 5 nozzle and a diffuser of the Scramjet Engine Test Facility(SETF) were made for a Mach 5 class hydrocarbon-fueled scramjet engine. The SETF, attached with a diffuser guide, with a model of 60% blockage ratio was started, though the engine unstart was observed. This tendency was related with a blockage ratio of a model and the shock interaction at the intake generated from the facility nozzle. To get a engine starting, the model was moved into the facility nozzle, and then the engine could start. From the pitot rake experiments(blockage ratio of 2.3 %), the core flow of a Mach 5 nozzle is getting bigger by under expansion when the flow goes into the diffuser section. This result was opposite from the former experiments. It means that the flow state in the test section was related with a model blockage ratio. The facility and the engine was started with a blockage ratio of 33%. From those experiments, the SETF was started with a normal shock efficiency of 58 %, regardless of a blockage ratio.
Rocket Based Combined Cycle Engine의 개념설계 연구
이양지(Yang Ji Lee),강상훈(Sang Hun Kang),양수석(Soo Seok Yang) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11
본 연구를 통하여 스크램제트 엔진을 적용한 극초음속 추진기관 개발에 대비하여 로켓 기반 복합사이클 엔진 개념연구를 수행하였다. RBCC엔진은 지상고도 정지 상태에서 출발하여 고도 30km, 마하 8에 도달하는 것을 목적으로 하며, 마하 3까지는 이젝터 제트 모드, 마하 3-6 영역에서는 램제트 엔진 모드, 마하 6 이상의 영역에서는 스크램제트 모드로 구동한다. 본 논문에는 RBCC엔진의 각 작동 영역에서의 설계 기법 및 해석 기법을 논의한다. In this study, conceptual design of the RBCC (Rocket Based Combined Cycle) engine was performed for the hypersonic propulsion system development. For the flight mission, RBCC engine takes off at sea level and accelerates up to Mach 8 at the altitude of 30km. By the flight speed characteristics, operating pattern of the engine is categorized into 3 modes : Ejector jet (~Mach 3), Ramjet (Mach 3~6), Scramjet (Mach 6~8). According to the engine mode characteristics, RBCC engine design and analysis was performed.