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문인상 ( In Sang Moon ),하성업 ( Seng Up Ha ),이선미 ( Sun Mee Lee ),이수용 ( Soo Yong Lee ) 한국분무공학회 2013 한국액체미립화학회지 Vol.18 No.1
A prebumer is one of the key components for a staged combustion cycle engine fueled by kerosene and Low. Since it has oxygen rich combustion inside, temperature control is very crucial. The temperature of the exhaust gas should be low enough not to burn turbine blade and yet high to keep the efficiency high, In addition temporal and spatial deviations also managed strictly. Conventionally, the required average and maximum temperature are determined by engine system and the prebumer should be developed to meet the criteria. Conventionally, the required average and maximum temperature are determined by engine system and the prebmer should be developed to meet the criteria. Currently being developed prebumer has 50K spatial temperature devia-tion requirement. It was estimated by numerical simulations and proven by tests. The numerical analysis were done with both supercritical condition and normal conditions. The tests results showed that the temperature deviations were less than expected, and the results from the test and simulations were well agreed when the supercritical conditions were considered Above all, since the gas temperature created by the prebumer is very stable with minimum deviation, the prebumer devel-oped can be used to drive a turbine and for gas-liquid combustion chambers.
연료분무 및 연소 2 : 산화제 과잉 예연소기 후단 온도분포 연구
문인상 ( In Sang Moon ),문일윤 ( Il Yoon Moon ),이선미 ( Sun Mee Lee ),조황래 한국액체미립화학회 2012 한국액체미립화학회 학술강연회 논문집 Vol.2012 No.-
예연소기는 가스발생기사이클엔진의 가스발생기와 마찬가지로 다단연소사이클엔진의 터빈을 구동시키기 위한 가스를 생성한다. 일반적으로 케로신을 연료로 사용하는 엔진의 예연소기는 그 특성상 산화제 과잉 연소를 하기 때문에 온도와 관련된 규제가 매우 엄격하다. 즉, 배출가스의 온도가 지나치게 낮아 터빈의 성능이 저하되지 않아야하면 동시에 너무 높아 블레이드에 손상을 주어서도 안 된다. 이를 위해서는 당연히 배출가스의 평균온도 뿐 아니라 시간과 공간에 따른 온도편차가 엄격하게 규제하여야 한다. 이 연구에서는 예연소기 후단의 온도와 온도분포를 Fluent를 사용하여 수치적으로 예측하고 실제 실험결과와 비교하였다. 결과적으로 해석은 터블런트 링에 의한 효과가 과소평가되어 공간적인 온도편차가 최대 600 K 가량으로 계산되었으나 실제 시험결과로는 공간에 따른 온도 편차가 계측 오차 근방인 것으로 관측되었다. 이에 따라 개발된 예연소기 실제 터빈구동에 사용할 수 있을 것으로 기대된다.
극저온 환경에 적용되는 INCONEL 718합금의 Gas Tungsten Arc Welding 기계적 특성 평가
김기홍,문인상,문일윤,이병호,Kim, Ki-Hong,Moon, In-Sang,Moon, Il-Yoon,Rhee, Byung-Ho 한국재료학회 2009 한국재료학회지 Vol.19 No.12
Inconel 718 alloy has excellent mechanical properties at room temperature, high temperature and cryogenic conditions. UTS of base metal is about 900MPa at room temperature; this is increased up to 1300MPa after heat treatment & aging-hardening. Mechanical properties of Inconel 718 Alloy were similar to those shown in the the results for tensile test; mechanical properties of Inconel 718 alloy's GTAW were similar to those of base metal's properties at room temperature. Mechanical properties at cryogenic conditions were better than those at room temperature. Heat-treated Inconel 718, non- filler metal GTAW on Inconel 718 and GTAW used filler metal on Inconel 718's UTS was 1400MPa at cryogenic condition. As a result, the excellent mechanical properties of Inconel 718 alloy under cryogenic conditions was proved through tensile tests under cryogenic conditions. In addition, weldability of Inconel 718 alloy under cryogenic conditions was superior to that of its base-metal. In this case, UTS of hybrid joint (IS-G) at -100$^{\circ}C$ was 900MPa. Consequently, UTS of Inconel 718 alloy is estimated to increase from -100$^{\circ}C$ to a specific temperature below -100$^{\circ}C$. Therefore, Inconel 718 alloy is considered a pertinent material for the production of Lox Pipe under cryogenic conditions.
터빈 블레이드 회전수 변화와 터빈 블레이드 엣지 형상 변화에 따른 표면 가스온도 분포 해석
이인철(In Chul Lee),변용우(Yong Woo Byun),구자예(Ja Ye Koo),이상도(Sang Do Lee),김귀순(Kui Soon Kim),문인상(In Sang Moon),이수용(Soo Young Lee) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.5
터빈 블레이드의 엣지 형상 변화에 따른 표면 가스온도 발달과정에 대해서 전산해석을 수행하였다. Sharp형과 Round형의 터빈 블레이드를 모델링하였으며, 터빈의 회전수는 두 가지 형상 모두 0 ~ 10,000 rpm의 회전 속도를 주어 전산해석을 실시하였다. 터빈의 회전수가 증가할수록 터빈 블레이드 표면의 평균 온도는 하강하였고, Sharp형 엣지 형상이 Round형 엣지 형상에 비해서 터빈 블레이드의 표면 온도 분포가 전반적으로 낮은 분포를 나타내었다. The numerical analysis for gas temperature of turbine blade surface has been performed to investigate development of temperature with various blade edge shape. Two different types of the turbine which one is "Sharp" edge and the other is "Round" edge was modeled. Computations have been carried out several turbine rotational speeds in the range from 0 to 10,000 rpm for the each types of turbine edge shape. As a result, the more rotational speed of turbine increased, the more turbine blade"s temperature decreased. It is also found that the surface temperature of turbine blades for sharp type edge were lower than the round type edge.
박순영,남창호,문인상,설우석,Park, Soon-Young,Nam, Chang-Ho,Moon, In-Sang,Seol, Woo-Seok 한국항공우주연구원 2005 항공우주기술 Vol.4 No.2
액체로켓 엔진시스템 개발에 있어서 시동부터 정상상태까지의 시동특성은 안정된 시동의 재현성을 확보하여 신뢰도를 높이는 것과 과도상태의 시간을 단축하는 두 가지 목표를 만족하는 방향으로 전개된다고 할 수 있다. 특히 우리나라와 같이 액체로켓 엔진 개발의 초기단계에서는 엔진시스템 시험의 경험이 없어, 시동에서 정상상태까지 과연 어느 정도의 시간이 필요할 것인가에 대한 예측이 힘들 수밖에 없다. 본 연구에서는 터보펌프 공급식 액체로켓 엔진의 각 구성품의 모델을 구성하여 시동 과도 해석을 수행할 수 있는 프로그램을 완성하였다. 이 프로그램을 이용하여 25톤급 가스발생기 사이클 엔진에 대한 시동 특성을 조사하여 시동에서 정상상태에 이르는 시간을 계산하였으며, 비정상 상태의 엔진시스템의 동특성을 밝힐 수 있었다. There are two definite objects for developing the startup transient of liquid rocket engine. One is to achieve the repeatability of startup to ensure higher reliability, and the other is to reduce the time of the startup transient. Typically in the initial phase of engine development as we are currently opposing, it is hard to estimate engine startup time due to the lack of experiences. In this work, a startup transient analysis tool was developed with the introduction of the mathematical model for each component of pump-fed liquid rocket engine system. Startup transient was investigated for a 25 ton class gas generator cycle engine to find necessary time for reaching steady state from startup and this enabled to reveal dynamic characteristics of the engine.
산화제펌프 입구에서 캐비테이션 발생 가능성 및 위험성 평가
김철웅(Cheul-Woong Kim),문인상(In-Sang Moon),V.A.베르샤드시키 한국유체기계학회 2006 유체기계 연구개발 발표회 논문집 Vol.- No.-
Upon a turbopump's running, cavitation may occur at the inlet of the LOx pump by pressure drop and heat transfer along the LOx feeding line. Since the cavitation can cause serious damage to the pump or to stop running, the absence of the cavitation at the inlet of a turbopump should be confirmed before the using the turbopump. In the present study, the calculation of the volume fraction of LOx gas phase at the inlet of the pump are performed with different temperatures of LOx in the tank, pressure drops and heat transfers along the feeding line. This calculation method can be applied to define the limits of thermal and hydraulic characteristics during the design of a LOx feeding system.
하성업(Seong-up Ha),유재한(Jae-han Yoo),문일윤(Il-yoon Moon),문인상(In-sang Moon) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
산화제 과잉 다단연소 사이클은 우주 발사체용으로 실용화된 케로신/액체산소 로켓엔진 중 가장 높은 효율을 보여주는 사이클이다. 러시아는 RD-170, RD-180, RD-191을 비롯하여 다수의 엔진을 개발하였으며, 현재도 이를 주력으로 사용하고 있다. 미국은 RD-180과 NK-33, NK-43을 러시아로부터 도입하여 Atlas V와 Taurus II를 개발하고 있으며, 특히 RD-180의 경우 미국내 생산을 염두하고 단품 개발을 진행하고 있다. 중국은 차세대 발사체인 장정 5호를 위하여 120톤급 엔진을 개발완료하여 공표하였다. 특히 지상단을 위한 케로신/액체산소 산화제 과잉 다단연소 사이클 엔진 개발은 발사체 선진국의 하나의 경향으로 향후 개발방향을 관심을 가지고 볼 필요가 있다. Oxidizer-rich staged combustion cycle rocket engines show the best efficiency when kerosene and liquid oxygen are used as propellant for space launch vehicles. Russia has developed multiples engines such as RD-170, RD-180, RD-191 and so on, and they are still mainly used for modern Russian launch vehicles. United States imported Russian RD-180 and NK-33, NK-43 engines for their Atlas V and Taurus II rockets, especially they are developing engine components to manufacture RD-180 in American territory. Recently China has announced that they have successfully developed 120 ton engine for Long March 5 rocket. The development of kerosene/LOx oxidizer rich staged combustion engine for ground stages is one of main tendencies of developed countries in space industries, hence it is need to have an interest on their activities.