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박기수(Gisu Park),진유인(Yuin Jin),최호진(Hojin Choi),변종렬(Jongryul Byun),황기영(Kiyoung Hwang) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
스크램제트 연소기 내부에서의 초음속 유동, 혼합 및 연소현상에 대한 이해증진을 목적으로 고엔탈피 초음속 유동에 대하여 수직방향으로 분사되는 에틸렌 제트의 유동 특성을 실험적으로 연구하였다. 실제 비행조건과 유사한 고엔탈피 조건을 모사하기 위하여 충격파 터널을 사용하였으며, 카울과 단공 연료분사 노즐을 가진 스크램제트 모델 연소기를 구현하였다. 이러한 연소기 내부의 유동장을 관찰하기 위해 고속 쉐도우그래프 기법을 적용하여 가시화 하였다. 계측된 영상의 후 처리를 통해 에틸렌 제트의 침투거리 및 충격파 구조를 분석하였고 공동의 유무에 따른 영향을 살펴보았다. Flow field characteristics of ethylene transverse jets in high enthalpy supersonic crossflows have been experimentally investigated to provide overall understanding of supersonic flow, mixing and combustion in scramjet combustor. The experiments were conducted in a shock tunnel to simulate the real flight condition using scramjet model combustor containing cowl and single fuel injection nozzle. As an optical visualization method, a shadowgraph technique was employed to capture flow-fields inside a combustor. By image processing the captured images, jet penetrating behaviors as well as shock structures were analyzed including the effect of cavity in combustor.
Characteristic Study of Fuel Injection into a Supersonic Flow in a Shock Tunnel
Gisu Park(박기수),Hojin Choi(최호진),Jongryul Byun(변종렬),Youin Jin(진유인),Kiyoung Hwang(황기영) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5
Flow features of helium and ethylene transverse jets exposed in a supersonic flow have been examined experimentally. Flow visualization images were obtained in a shock tunnel using a Schlieren technique. Both the helium and the ethylene experimental data showed that jets weekly penetrate deep into the crossflow just downstream of the injection port when the velocity shear is strong at high Reynolds number. At sufficient distance downstream from the injection port, however, the jets seem to recovered their momentum and the deviations from the existing data were found to be small.
Characteristic Study of Ethylene Autoignition in High Enthalpy Flows
Gisu Park(박기수),Hojin Choi(최호진),Jongryul Byun(변종렬),Yuin Jin(진유인),Kiyoung Hwang(황기영) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
Ignition and flame-holding characteristics of ethylene transverse jets in high enthalpy supersonic crossflows have been experimentally investigated in this work. This work contributes to the growing database on supersonic combustion flows by providing information to help fill the voids regarding an overall understanding of cavities for use as scramjet flame-holders. The experiments were conducted in a shock tunnel using a scramjet model. An optical visualization as well as chemiluminescence techniques were employed to investigate the autoignited flame-holding characteristics. Various flow conditions having a broad range of temperatures at a fixed level of fuel concentration were considered.
Mach 4 Scramjet Testing in a Shock Tunnel
Gisu Park(박기수),Jongryul Byun(변종렬),Hojin Choi(최호진),Youin Jin(진유인),Kiyoung Hwang(황기영) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5
The shock tunnel is known to be uniquely capable of simulating flow-field environments that can replicate supersonic/hypersonic flight conditions. As a consequence of the strong interest in hypersonic aerospace planes and research in Republic of Korea, attention has been given on this type of facility and the intermediate-sized shock tunnel has lately been built at KAIST. This paper discusses the performance of our tunnel and some of the recent progress made on the Mach 4 scramjet testing.
박상하(Sangha Park),박기수(Gisu Park) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2020 No.11
본 연구에서는 표면 거칠기가 선두부의 열 · 공력 환경에 미치는 영향을 실험적으로 검토하였다. 실험은 마하 6 유동의 충격파 터널 설비를 이용해 수행됐다. 본 실험을 통해 측정된 결과 중 정체점에서의 선두부 모델 표면 압력 및 열전달량은 등엔트로피를 가정한 이론 계산을 통한 비교를 통해 검증하였다. 실험 데이터를 고려하였을 때, 매끄러운 벽면과의 거친 벽면 케이스에 대해 표면 압력의 경우 큰 변화를 보이지 않았으나, 열전달량에서 현저한 차이가 나타났다. In this study, the influence of surface roughness on the forebody aerothermodynamics has been examined experimentally. The experiment was conducted using a shock tunnel facility at a freestream nominal Mach number of 6. The measured surface pressure and heatflux at the stagnation point were compared with that of theoretical analysis based on the isentropic assumption. Considering the experimental data, a small difference is seen in the surface pressure, however a noticeable difference in the variation of surface heatflux was found for the rough wall case than that of the smooth wall.
충격파 터널용 마하 6 컨투어 노즐의 출구 압력 측정 및 해석
박상하(Sangha Park),김근영(Keunyeong Kim),장병국(Byungkook Jang),박기수(Gisu Park) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.11
풍동 장비에서의 유동 균질성 연구는 풍동에서 측정하는 모델에서의 측정 정확도를 향상시키기 위해 중요하다. 본 연구에서는 충격파 터널에 사용되기 위해 설계 및 제작된 마하 6 컨투어 형 노즐의 출구압력 측정을 수행하고 이를 바탕으로 본 노즐 유동의 시뮬레이션 검증을 수행하였다. 본 연구의 결과는 타 지상실험 풍동 장비의 노즐 설계 및 다양한 발사체 노즐에 참고 가능할 것이다. Flow uniformity research in windtunnel equipment is important to increase measurement accuracy of properties on model surface. In this study, nozzle exit pressure was measured in contour nozzle that designed for shock tunnel, and simulation of nozzle flow based on nozzle pressure data has been done. The result of this study will be referenced for design various types of nozzle used ground windtunnel facility and nozzle for launch vehicle.
박진우(Jinwoo Park),장원근(Won Keun Chang),박기수(Gisu Park) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.6
본 연구에서는 충격파 풍동을 이용하여 초음속 환경에서 사람 모델이 받는 압력과 가속도를 측정하였다. 전자석과 철가루가 내포되어 있는 3차원 사람 모델을 이용하여 모델 지지대로 인한 유동 흐름의 방해가 없는 자유 낙하 기법을 사용하였다. 마하 4 유동조건에서 자유 낙하 실험을 수행하였으며, 실험을 통해 획득한 유동 가시화 이미지로 시간에 따른 사람 모델의 위치 변화를 파악하고 이를 통해 모델에 가해진 힘을 측정하였다. In this paper, acceleration and pressure exerted on a human model were measured under a supersonic condition in a shock tunnel. In order to measure these in an interference-free environment, free-fall technique with an electromagnet and a three-dimensional iron-powdered human model was used. Free-fall experiment was conducted at Mach 4 and the force acting on the model was obtained by calculating the displacement from the flow visualization images.
이성민(Sungmin Lee),박기수(Gisu Park) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
실기체 영향을 고려한 고공환경모사의 실험적 연구는 우주발사체 발사 및 임무완수를 위한 독자적인 기술 구축을 위해 필수적이다. 고공환경모사에 대한 해석적 연구뿐만 아니라 실험적 연구도 여러 우주선진기관에서 수행되어져 왔다. 하지만, 해당 연구내용은 국가 안보와 연결되어있으며, 관련된 정보를 얻을 수 없는 실정이다. 그러므로 본 연구진을 비롯한 국내 연구기관은 고공환경모사의 독자적인 기술 확보 및 데이터베이스 구축이 필요하다. 본 연구는, 고공환경모사 실험적 연구에서 중요한 유동조건 계산기법 개발의 기초 연구로써 한국형발사체를 시험모델로 한 연구이다. 유동검증은 형성된 유동의 정체압력, 열 유량, 그리고 충격파 이탈거리 측정을 수행함으로써 유동검증을 수행하였다. 세 가지 기법의 반복성 측정 결과 모두 ±1% 내의 오차범위였으며, 이는 정확한 유동이 형성되었음을 의미한다. Experimental studies on the high-altitude simulation considering the real gas effects are essential to build independent technologies for launching space launch vehicles and accomplishing missions. Analytical and experimental studies on high-altitude simulations have been conducted by a number of organizations. As the contents of the research, however, are highly related to national security, its results are mostly classified. In order to overcome this, there is a need to independently build a database for high-altitude simulations and to secure the fundamentals of the high-altitude launch vehicle technology. In this study, the flow condition calculation method for the Korean Space Launch Vehicle (KSLV-II) has been developed and verified, which is critical for the experimental study of high-altitude simulation of space launch vehicles. Flow validation was carried out by measuring stagnation pressure, heat flux, and shock stand-off distance of the formed flow. Errors within ±1% of all reproducibility measurement results of the three methods have been confirmed, which means that accurate flow has been formed.