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김재호(Jaiho Kim),박진호(Jinho Park),유이상(Isang Yu),장지훈(Jihun Jang),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.5
본 연구에서는 액체로켓엔진에서 발생되는 고주파 연소불안정 문제를 제어하기 위한 수동제어 장치인 헬름홀쯔 음향공의 형상변화에 따른 음향공의 감쇠 특성에 대하여 연구하였다. 오리피스의 지름과 길이가 일정한 헬름홀쯔 형상 음향공의 지름을 점차 줄여 음향공의 형상이 헬름홀쯔 음향공의 오리피스 지름과 같은 지름을 가진 쿼터웨이브 형상으로 변화 할 때 각 단계별 튜닝되는 음향공의 부피는 작아지지만 그에 따른 음향공의 음향 감쇠 효과는 거의 일정하다는 것을 상온 음향실험과 수치해석을 비교 하면서 그 특성을 확인 하였다. Damping characteristic according to acoustic cavity"s geometries was investigated to control the high frequency combustion instability occurring in the Liquid Rocket Combustion Chamber by experimental test and linear analysis. Its diameter was determined as a design parameter and its orifice length and diameter were appointed as fixed parameter in this study. Result shows that the damping capacity has been almost constant through all the experiments despite using the same orifice and helmholtz resonators which have different volume.
초소형 가스터빈엔진용 금속 3D 프린팅 연소기 성능 시험
김재호(Jaiho Kim),김형모(Hyungmo Kim),박부민(Poomin Park),이동호(Dongho Rhee) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5
본 연구에서는 소형 무인기에 사용되는 초소형 가스터빈 엔진의 연소기를 3D 프린팅으로 제작하고, 시험 설비와 리그를 제작하여 연소기 단품 성능시험을 수행하였다. 연소기 성능시험은 두 가지 부하조건에서 당량비를 조절하여 각 부하조건 별 4가지 시험조건에서 수행하였다. 성능시험 결과 연소기의 압력손실과 출구온도분포는 우수하였지만, 연소가스에서 다량의 UHC와 CO가 검출되어 연소효율은 일반적인 가스터빈 연소기에 비해 아주 낮음을 확인하였다. 성능시험을 통해 획득한 정량적 성능데이터는 향후 3D 프린팅 기술로 성능이 개선된 연소기의 설계와 제작에 활용 할 예정이다. In this study, a set of performance tests were carried out for 3D printed combustor components to investigate the performance of 3D printed component and its feasibility for the micro gas turbine engine. The test has been conducted for four different equivalence ratios under two different engine operating conditions, respectively. The measurement results show that the tested combustor has a low total pressure loss coefficient and a uniform exit temperature distribution. However, the combustion efficiency values are lower than 93.5%, which is considerably lower than the general gas turbine engine combustor. The performance data obtained from the tests will be used for combustor performance improvement using 3D printing technology.
2차목 디퓨저의 이차목 직경 변화에 따른 성능에 관한 실험적 연구
김재호(Jaiho Kim),연해인(Heain Yeoun),김민상(Minsang Kim),전준수(Junsu Jeon),고영성(Youngsung Ko),김승한(Seunghan Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
고공환경을 모사하는 2차목 디퓨저의 주요 설계 변수인 디퓨저 입구 면적(Ad)과 2차목 면적(Ast)의 비인 2차목 면적비(Ad/Ast) 변화에 따른 성능 특성을 확인하였다. 실험 결과 2차목 디퓨저의 시동 압력은 이론적으로 계산된 최대 허용 면적비 보다 낮을 경우 가장 낮았으며, 진공 챔버 압력은 최대 허용 면적비 보다 클 경우 가장 낮게 계측되었다. 하지만, 두 경우 모두 최대 허용 면적비 근처에서 가장 우수한 성능을 보였다. 이 결과를 바탕으로 고공환경을 모사하기 위한 실험장치 설계 시 2차목 면적비(Ad/Ast)가 이론적으로 계산된 최대 허용치 안에 존재해야 최적의 성능을 보이는 것을 확인하였다. Cold gas experiments were performed to evaluate the performance characteristics according to Ad/Ast(Ψ) which is main parameter of Second Throat Exhaust Diffuser(STED) to simulate for high altitude test. The result showed that starting pressure was most low when area ratio(Ad/Ast) was under acceptable point from the theoretical calculation and vacuum chamber pressure was measured most low when area ratio(Ad/Ast) was over acceptable point. However, starting and working pressures were showed most high performance around acceptable point of the area ratio(Ad/Ast). It showed that the area ratio(Ad/Ast) have to exist inside of acceptable point to achieve the optimum performance of STED design for high altitude test facilities.
동일 단면적 디퓨저에서의 상온 및 연소가스를 이용한 성능 특성 연구
김완찬(Wanchan Kim),김중일(Joongil Kim),김재호(Jaiho Kim),김태완(Taewan Kim),전준수(Junsu Jeon),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
본 연구에서는 과산화수소/케로신을 추진제로 하는 로켓엔진의 연소가스를 이용하여 고공 환경 모사를 위한 동일단면적 초음속 디퓨저를 설계/제작하였다. 상온 질소 가스를 이용한 축소형 상온 실험을 통하여 디퓨저의 성능을 예측하였고, 연소 실험을 통한 디퓨저의 성능과 비교 분석 하였다. 상온 축소형 디퓨저를 이용하여 실험한 결과 시동 압력 및 진공 챔버 압력은 각각 9.6 bar, 0.06 bar로 계측되었다. 시동 조건인 연소실 압력 10 bar를 목표로 실험을 수행한 결과, 연소실 압력이 9.4 bar로 계측되었고, 진공 챔버 압력은 0.05 bar로 계측되었다. A constant area exhaust diffuser(CAED) was designed and fabricated to simulate high altitude environment by hot combustion gas of a liquid rocket engine(propellant : hydrogen peroxide and kerosene). Diffuser performance was predicted by scale down experiment using nitrogen gas of ambient temperature. The result of the scale down experiment was compared and analyzed with diffuser performance by combustion test. Scale down experiment result showed that starting pressure of the CAED was 9.6 bar and vacuum chamber pressure was 0.06 bar. Combustion test was performed at the starting condition of diffuser. The combustion test result showed that combustion chamber pressure was 9.4 bar and vacuum chamber pressure was 0.05 bar.
Rijke tube를 이용한 열유동 환경하에서의 음향공 감쇠 특성 연구
김근철(Geuncheol Kim),전준수(Junsu Jeon),김재호(Jaiho Kim),고영성(Youngsung Ko),김홍집(Hongjip Kim),김영문(Youngmoon Kim) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11
본 연구에서는 열적 구배를 갖는 열음향 진동 환경에 Helmholtz resonator를 적용하여 연소 불안정 연구를 수행하고자 하였다. 열음향 불안정 환경은 DC power supplier를 이용한 전기적 방법으로 정량적인 열량을 공급하고 blower를 이용하여 유량을 제어하는, 특정한 공진 주파수를 갖는 수평형 Rijke tube로 구현하였다. 열음향 불환경 환경 하에서 얻어진 Helmholtz resonator 의 감쇠특성을 상온 실험 자료와 비교/분석하여 열음향 불안정 환경에서의 Helmholtz resonator의 감쇠특성을 확인하기 위한 예비 연구를 수행하였다. In this research, a Helmholtz resonator was applied to the thermo-acoustic environment that has thermal gradient using Rijke tube. The thermo-acoustic instability was invoked by a Rijke tube which use a DC power supplier and a Blower. A target instability frequency was appeared by the Rijke tube. A preliminary experiment on damping characteristics of the resonator in the thermo-acoustic environment was performed and compared with the room temperature experiment data.