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- 저자 : 유이상(I Sang Yu) (검색결과 4 건)
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고공환경 모사용 이차목 디퓨저의 배압에 따른 성능 특성
김완찬(Wan Chan Kim),유이상(I Sang Yu),김태완(Tae Woan Kim ),박진수(Jin Soo Park),고영성(Young Sung Ko),김민상(Min Sang Kim) 대한기계학회 2017 大韓機械學會論文集B Vol.41 No.9
본 연구에서는 이차목 디퓨저의 배압에 따른 특성과 디퓨저 내부의 유동을 확인하기 위해서 실험과 수치해석을 통하여 살펴보았다. 디퓨저의 배압(Pa)조건을 모사하기 위해 이젝터를 사용하였으며, 디퓨저와 이젝터는 상온 고압기체질소를 사용하였다. 그 결과, 노즐전단압력(P0)이 동일할 때 배압(Pa)을 낮추어 압력비(P0/Pa)를 높게 할수록 압력회복이 디퓨저 후단에서 이루어짐을 확인하였다. 노즐전단압력(P0)이 다르더라도 압력비(P0 /Pa)가 동일하다면 디퓨저 내부의 유동특성이 거의 동일함을 확인하였으며, 시동압력비((P0/Pa)st) 또한 일치함을 확인하였다. Experimental and numerical studies were performed to investigate the performance and internal flow characteristics of a supersonic second throat exhaust diffuser (STED) with back pressure (Pa). An ejector system was used to vary the back pressure (Pa) conditions. The operating gas for the STED and the ejector was high pressure nitrogen at room temperature. When the back pressure (Pa) at a constant nozzle inlet pressure P0) decreases, the pressure recovery location moves downstream. If the pressure ratio P0/Pa) is the same, even if the nozzle inlet pressures P0) are different, the diffuser"s internal flow pattern and starting pressure ratio ((P0/Pa)st) are almost the same.
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액체로켓엔진의 연소가스와 액체질소 혼합에 의한 연소 가스 냉각 특성에 관한 연구
전준수(Jun Su Jeon),유이상(I Sang Yu),김중일(Joong Il Kim),김재호(Jai Ho Kim),고영성(Young Sung Ko) 대한기계학회 2012 大韓機械學會論文集B Vol.36 No.10
본 연구에서는 액체산소와 케로신을 추진제로 사용하는 액체로켓엔진의 연소 가스에 액체질소를 분사하여 연소 가스의 냉각 특성을 알아보고자 하였다. 일반적인 액체로켓엔진의 연소실 후단에 액체질소 분사기와 혼합용 연소실을 추가적으로 장착하였고, 혼합용 연소실 후단에 노즐을 연결하여 전체적인 시스템을 구성하였다. 연소실험은 안전을 고려하여 점화실험부터 순차적으로 수행하였으며, 최종적으로 20초 연소실험을 수행하였다. 그 결과 기존의 액체로켓엔진에 액체질소를 분사함으로써, 연소 가스의 온도를 저하시킬 수 있음을 확인하였다. In this study, the cooling characteristics of combustion gas were investigated by injecting liquid nitrogen (LN2) into a liquid rocket combustion chamber, which uses liquid oxygen (Lox) and kerosene as propellants. LN2 injectors and an extended chamber for mixing were installed at the end of the ordinary LRE combustion chamber, and a nozzle was installed after the chamber for mixing. First, an ignition test of the liquid rocket engine was conducted to verify the stable combustion process. Next, a hot firing test was performed step-by-step for safety. Finally, the test was performed for 20 s. The results showed that the combustion gas of the LRE could be successfully cooled by using LN2.
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이젝터 형상/성능 변수에 따른 이젝터 성능 특성에 관한 연구
최지선(Ji-Seon Choi),유이상(I-Sang Yu),신동해(Dong-Hae Shin),이희준(Hee-Jun Lee),고영성(Young-Sung Ko) 한국항공우주학회 2018 韓國航空宇宙學會誌 Vol.46 No.6
본 연구에서는 이젝터의 주유동과 부유동의 모멘텀에 따라 형성되는 공기역학적 목에 관한 현상을 관찰하기 위하여 실험, 해석적 연구를 수행하였다. 상온 실험과 상용프로그램인 FLUENT를 이용한 해석을 통하여 주유동의 유량과 이젝터 실린더의 목 직경의 변화에 따른 성능으로 이젝터 성능의 주요 변수인 공기역학적 목의 평형구간을 관찰하였다. 결과적으로 기준 이젝터에서 유량비 변수는 0.33~1.167(탈설계/설계)의 범위, 실린더 목 직경 변수는 1~1.17(탈설계/설계 면적비)의 범위에서 성능 구현이 확인되었다. In this study, experimental and analytical studies were carried out to observe the phenomenon of aerodynamic throat formed according to the primary flow and secondary flow momentum of the ejector. The equilibrium interval of the aerodynamic throat, which is the main variable of the ejector performance, was observed through the experiment using the cold flow experiment and the analysis using FLUENT. Performance characteristics were investigated by the change of the primary flow rate and the throat diameter of the ejector cylinder. As a result, the performance of the standard ejector was confirmed to be within the range of 0.33~1.167(off-design/design) and cylinder throat diameter range of 1~1.17(off-design/design area ratio).
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연소안정성 평가를 위한 비원통형 연소기 상압 예비 시험
이희준(Hee Jun Lee),신동해(Dong Hae Shin ),유이상(I Sang Yu),오정화(Jeong Hwa Oh),박상수(Sang Su Park),고영성(Young Sung Ko) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.12
본 연구에서는 한국형 발사체의 실물형 75 ton 연소기의 공진 주파수를 모사하기 위한 사전 연구로 비원통형 연소기의 상압 예비 시험을 진행하였다. 본 연구에서는 추진제인 케로신/액체산소보다 많은 다량의 액체질소를 연소실로 투입하여 실물형 연소기의 1T 주파수를 모사하게 된다. 따라서 이러한 연소기의 안정적인 연소 시험을 위한 시퀀스 개발이 필수적이다. 연소시험 결과 안정적인 점화와 연소를 위해서는 액체질소를 케로신보다 늦게 공급하는 시퀀스가 필요함을 확인하였다. 추후 이러한 시퀀스를 바탕으로 설계압인 60bar에서 연소안정성 평가를 위한 연소 시험을 수행할 예정이다. Preliminary tests of a non-cylindrical combustor were carried out to simulate of resonant frequency of a 75 – ton combustor of Korean launch vehicle at the atmospheric pressure condition. In this study, a larger amount of liquid nitrogen than the propellant kerosene/liquid oxygen is injected into the combustion chamber to simulate the 1T frequency of the actual combustor. Therefore, it is essential to develop a sequence for stable combustion test of such combustor. As a result of the combustion test, it was confirmed that a sequence for supplying liquid nitrogen later than kerosene is necessary for stable ignition and combustion. Based on this sequence, a combustion test for evaluation of combustion stability at a design pressure of 60 bar will be conducted later.
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