http://chineseinput.net/에서 pinyin(병음)방식으로 중국어를 변환할 수 있습니다.
변환된 중국어를 복사하여 사용하시면 됩니다.
배종열(Jong Yeol Bae),이진영(Jinyoung Lee),강상훈(Sang Hun Kang),서성현(Seonghyeon Seo) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5
로켓엔진 작동을 위해서는 추진제 점화를 위한 점화기가 필수요소이다. 이 연구는 한 쪽 끝이 막힌 공진관으로 초음속 노즐의 유동이 유입될 때, 유동의 운동에너지가 열에너지로 바뀌는 열 음향 공진 현상을 이용한다. 본 논문은 이 현상을 이용하는 실험적 연구 과정에 관한 주이다. 본 연구의 최종 목적은 이 현상의 실험 연구를 토대로 다중 점화가 가능한 점화기를 개발하는 데 목적이 있다. An igniter is the key component of a liquid rocket engine combustion devices when they need to start operating. This research uses to peculiar phenomenon that converts the flow"s kinetic energy to thermal energy while a supersonic jet flow proceed to resonance tube with one end closed. This article concerns about experimental research process used to the phenomenon. Final object of research is development of multiple - ignition igniter on the basis of experimental research.
배종열(Jong Yeol Bae),서성현(Seonghyeon Seo),강상훈(Sang Hun Kang) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
액체 로켓 엔진을 작동하기 위해서는 추진제 점화를 위한 점화기가 필수적이다. 이 연구는 열 음향 공진 현상을 이용하여 점화원을 확보하는 것이 주된 목적이다. 본 논문은 열 음향 공진 현상을 이용해 열 상승에 대한 실험을 하는 것이 주이다. 이 연구의 최종적인 목적은 열 음향 공진 현상에 대한 연구 결과를 토대로 다중 점화가 가능한 점화기 개발에 그 목적이 있다. An ignitor for the initiation of burning propellants becomes one of the most critical components for the operation of liquid rocket engines. The main objective of the present study is to acquire an advanced technology for the sound and repeatable ignition source by use of the thermoacoustic resonance phenomenon. This paper mainly includes experimental results on heat generation from the thermoacostic resonance phenomenon and the ultimate goal is to develop an ignitor capable of multiple ignitions based on research results about the usage of the thermoacoustic resonance phenomenon.
배종열(Jong Yeol Bae),서성현(Seonghyeon Seo),강상훈(Sang Hun Kang) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5
액체 로켓 엔진을 작동하기 위해서는 추진제 점화를 위한 점화기가 필수적이다. 이 점화기의 중요한 현상은 열 음향 공진이다. 본 논문에서는 주로 열 음향 공진 현상에 대한 노즐과 공진관 사이의 거리에 따른 실험 결과를 다루었다. 이 연구의 최종적인 목적은 이 현상을 이용하여 다중 점화가 가능한 점화기 개발에 있다. An ignitor for the initiation of burning propellants becomes one of the most critical components for the operation of liquid rocket engines. The important phenomenon of the igniter is thermoacoustic resonance. This paper mainly includes experimental results on thermoacoustic resonance phenomenon from distance between nozzle and resonance tube. The ultimate goal is to develop an ignitor capable of multiple ignitions based on research results about the usage of the thermoacoustic resonance phenomenon.
이진영(Jinyoung Lee),배종열(Jong Yeol Bae),이현재(Hyeonjae Lee),서성현(Seonghyeon Seo) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11
본 논문은 케로신 화염의 자발광 특성과 와류의 세기에 따른 화학발광 특성 변화 파악을 통해 실제 액체 로켓의 화염이 지니는 물리적 특성을 계측할 수 있는 센서 개발에 대한 연구이다. 화염 유동 와류 세기를 변경하기 위해 세 가지의 와류 발생기를 사용하였다. 우선적으로 자발광 스펙트럼에서 OH*, CH*에 의한 화학발광을 이용하여 연소의 특성을 파악하였다. 분광기를 활용한 기존 실험 결과와 동일한 실험 조건에서 개발한 센서의 성능을 파악하기 위한 실험을 진행하였다. 이와 같은 과정을 통해 실제 액체로켓 연소장치에 적용 가능한 광학 센서를 개발하였다. The present paper is about the development of an optical sensor that measure physical properties of liquid rocket kerosene flames through the understanding of variations of chemiluminescence characteristics with swirl strength as well as their emission spectra. The swirl intensity of flames is varied by using swirlers with different vane angles. First, OH* and CH* chemiluminescence from emission spectra are analyzed and experiments using the optical sensor are conducted at the same flame conditions as those using a spectrometer. From these procedures, the optical sensor that can be utilized with an actual liquid rocket combustion devices is finally developed.
이진영(Jinyoung Lee),배종열(Jong Yeol Bae),서성현(Seonghyeon Seo) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5
본 논문은 고체 로켓 모터의 연소 과정 중 발생하는 열 발생 섭동과 압력 섭동으로 인하여 발생하는 연소 불안정 현상을 억제하는 여러 요소들 중 유동방향 변환에 따른 감쇠의 효과를 확인하기 위한 선행 연구의 서술과 실험장치 제작을 정리하였다. 유동방향 변환에 의한 감쇠는 추진제의 형상에 따라 크게 변하며 추진제 측면에서 생성된 와도를 고려하면 펌핑에 의한 증폭을 고려해야한다. 하지만 추진제의 형상이 원통형인 경우 펌핑에 의한 증폭은 유동변환에 의한 증폭과 그 크기가 같아지고 상쇄가 일어나 연소 안정성을 쉽게 평가 할 수 있다. 유동방향 변화에 따른 감쇠효과를 파악하기 위하여 본 논문에서는 직사각형 추진제의 형상을 모사하여 유속, 음향 감쇠를 측정한다. In this paper, among several factors suppressing combustion instability generated by the heat generating perturbation and pressure perturbations that occur during the combustion process of solid rocket motors, for confirming the effect of damping caused by the flow turning description of previous research and a summary of the experimental apparatus production. Flow turning due to the direction conversion should take into account the amplification by consider and pump together that has been generated in terms of the big changes to the propellant in accordance with the shape of the propellant. However, its driving effects become cancelled out by flow turning loss when the propellant geometry is cylindrical. In order to grasp the damping effect in accordance with a change in the flow turning, in this paper, replicate the shape of a rectangular propellant, plans to measure the flow velocity and acoustic attenuation.