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김종규(Jonggyu Kim),안규복(Kyubok Ahn),임병직(Byoungjik Lim),김문기(Munki Kim),한영민(Yeoung-Min Han),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.5
75톤급 기술검증용 연소기 시제의 저압 연소시험을 수행하였다. 기술검증용 연소기의 설계 연소압력은 60 bar, 추진제 유량은 243.6 kg/s이다. 그러나 국내 연소시험설비의 여건상 연소압력 30 bar, 추진제 유량 121.8 kg/s의 저압 조건에서의 연소기 작동성 및 연소성능을 검증하기 위한 시험을 수행하였다. 모든 연소시험은 하드웨어의 손상 없이 성공적으로 수행되었다. 본 시험결과는 향후 75톤급 연소기의 설계점 조건에서의 연소성능을 예측하는 기본 데이터로 활용될 수 있을 것이다. Low pressure combustion tests for TDM(Technology Demonstration Model) of 75 tonf thrust chamber were performed. It has design chamber pressure of 60 bar, propellant mass flow rate of 243.6 kg/s. Due to the limitation of the current firing test facility in Korea, the combustion tests were conducted to verify the operation and the combustion performance at low pressure condition (30 bar, 121.8 kg/s). All the tests had been successfully executed without the damage of the hardware. These test results can be used as fundamental data to predict the combustion performance at design point condition for 75 tonf thrust chamber.
김종규(Jonggyu Kim),이준환(Joonhwan Yi) 대한전자공학회 2015 전자공학회논문지 Vol.52 No.10
SoC (System-on-Chip) 설계초기 상위수준에서 성능뿐만 아니라 전력 분석이 중요하다. 본 논문에서는 상위수준에서 전력분석 정확도가 높은 클럭 게이팅 구동 신호 기반 전력 모델을 제안한다. 클럭 게이팅 구동 신호의 조합으로 전력 상태를 정의하며, 클럭 게이팅 구동 신호를 자동으로 추출하여 전력 모델을 자동으로 생성할 수 있다. 실험 결과 평균 96% 이상의 정확도를 보였으며, 상위수준에서의 전력 분석 속도는 게이트 수준 대비 평균 280배 빠른 속도향상을 보였다. Not only performance analysis but also power analysis at early design stages is important in designing a system-on-chip. We propose a power modeling based on clock gating enable signals that enables accurate power analysis at a high-level. Power state is defined as combinations of the values of the clock gating enable signals and we can extract the clock gating enable signals to generate the power model automatically. Experimental results show that the average power accuracy is about 96% and the speed gain of power analysis at the high-level power is about 280 times compared to that at the gate-level.
김종규(Jonggyu Kim),한영민(Yeoung-Min Han),배태원(Taewon Bae),최환석(Hwan-Seok Choi),윤영빈(Youngbin Yoon) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11
본 논문에서 연구하고자 하는 분사기는 다단 연소 사이클 엔진 연소기에 적용하는 분사기이다. 본 분사기에서 연료는 접선홀을 통해 와류 형상으로 분무되며, 예연소기에서 생성된 산화제 과잉 가스는 중앙에서 jet의 형태로 공급된다. 이러한 기체-액체 분사기의 상압/고압환경에서의 분무특성 및 분사기의 리세스에 따른 분무특성의 차이를 알아보았다. 이러한 결과들은 향후 다단 연소 사이클 엔진 개발의 기본 데이터로 활용될 수 있을 것이다. The GCSC injectors studied in this paper are those applied to the combustion chamber of staged combustion engines. Liquid fuel is injected through tangential holes along the outer wall of the GCSC injector forming a swirling sheet and oxygen rich gas generated by a preburner enters axially through the center orifice of the injector to form a gaseous jet. The spray characteristics of GCSC injectors under ambient/high pressure conditions and the effect of recess on spray characteristics have been examined in this paper. These results are expected to be used as fundamental data to develop of a staged combustion engine.
75톤급 액체로켓엔진 1/2.5-scale 연소기 연소시험 결과
김종규(Jonggyu Kim),한영민(Yeoung-Min Han),이광진(Kwang-Jin Lee),임병직(Byoungjik Lim),안규복(Kyubok Ahn),김문기(Munki Kim),서성현(Seonghyeon Seo),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11
75톤급 액체로켓엔진 연소기의 1/2.5-scale 연소기의 시험 결과를 기술하였다. 연소기의 연소압력은 60 bar, 추진제 유량은 약 89 kg/s 그리고 노즐 팽창비는 12이다. 연소성능 및 재생냉각 성능, 연소기의 내구성 확인을 위한 수회의 설계점 연소시험과 저압조건에서의 작동성 및 연소성능을 검증하기 위한 시험이 수행되었다. 모든 연소시험은 하드웨어의 손상 없이 성공적으로 수행되었다. 본 시험결과는 향후 75톤급 연소기의 저압 연소 조건에서의 시험 가능성을 제시하고, 설계점 조건에서의 연소 성능을 예측하는 기본 데이터로 활용될 수 있을 것이다. Combustion test results of 1/2.5-scale thrust chamber for 75tonf-class liquid rocket engine were described. The thrust chamber has chamber pressure of 60 bar, propellant mass flow rate of 89 kg/s, and nozzle expansion ratio of 12. The combustion tests were conducted to verify the combustion performance, the regenerative cooling performance and the durability of thrust chamber at design point condition, and then were performed to confirm the operation and the combustion performance at low combustion pressure condition. All the tests had been successfully executed without the damage of the hardware. These test results present a possibility of hot firing test at low combustion pressure condition, and can be used as fundamental data to predict the combustion performance at design point condition for 75 tonf thrust chamber.
김종규(Jonggyu Kim),한영민(Yeoung-Min Han),안규복(Kyubok Ahn),김문기(Munki Kim),서성현(Seonghyeon Seo),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.5
30톤급 액체로켓엔진 실물형 연소기의 형상에 따른 연소특성속도에 대한 연구를 수행하였다. 본 연구에서 연소기의 형상은 연소기 헤드와 분리가 가능한 내열재 및 채널 냉각형 연소실(ε=3.2), 그리고 일체형인 팽창비가 각각 3.5와 12인 재생냉각형 연소기이다. 연소압력은 약 53~60 bar 그리고 추진제 유량은 약 89 kg/s이고, 적용된 분사기는 리세스수가 1.0인 동축 와류형이다. 설계점 연소시험에서 팽창비가 12인 일체형 재생냉각 방식의 연소기가 가장 큰 연소특성속도를 보였는데 이는 추진제인 케로신이 분무되기 전 챔버 냉각으로 인한 온도 상승에 따른 엔탈피의 증가 및 연소압력의 증가에 기인한 것이다. Effects of chamber configuration on combustion characteristic velocity of full-scale combustion chamber for 30-tonf-class liquid rocket engine were studied. The configurations of combustion chamber are ablative and channel cooling chamber (ε=3.2) which have detachable mixing head, and single body regenerative cooling chamber which has nozzle expansion ratio of 3.5 and 12, respectively. The combustion chambers have chamber pressure of 53~60 bar and propellant mass flow rate of 89 kg/s, and the injectors of all combustion chamber have recess number 1.0 and double-swirl characteristics. The hot firing test results at design point show that the combustion characteristic velocity of the regenerative cooling chamber which has nozzle expansion ratio of 12 is higher than that of other combustion chambers. The reasons for the above result are the increases of combustion pressure and enthalpy of kerosene which is heated due to cooling of the chamber wall before injection into the combustion field.
김종규(Jonggyu Kim),임병직(Byoungjik Lim),김문기(Munki Kim),김현준(Hyeon-Jun Kim),강동혁(Donghyuk Kang),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
7톤급 액체로켓엔진 연소기의 점화 및 연소시험 결과를 기술하였다. 점화추진제 및 가스토치를 이용한 점화 시퀀스를 점화 및 연소시험을 통해 검증하였고, 설계점 조건에서의 연소성능 및 연소안정성을 확인하였다. 본 결과는 향후 진행될 7톤 연소기 연소시험에 활용될 수 있을 것이다. Ignition and combustion test results of thrust chamber for 7tonf-class liquid rocket engine were described. The ignition sequences using hypergolic fuel and gas torch were verified through ignition and combustion tests, the combustion performance and instability of development model were investigated at design point condition. The results can be used as fundamental data to perform the combustion tests for 7 tonf thrust chamber.