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심창열(ChangYeul Shim),남궁혁준(HyuckJoon Namkoung),김선용(SunYong Kim),이민수(MinSoo Lee),박주현(JooHyon Park),김동환(DongHwan Kim) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5
본 연구에서는 탄화수소 계열 케로신 연료를 적용한 이중모드 램제트 연소기에 대하여 마하수 3.5~6.0 조건에서 연소시험을 수행하였다. 이릍 통해서 격리부, 상부(초음속)연소실 및 하부(아음속)연소실 내부의 온도와 압력분포를 측정하여 연소실 내부의 연소특성을 연구하였다. 마하수 3.5~5.0 까지는 아음속 연소 모드로서 하부 연소실에서 램연소를 확인할 수 있었으며, 마하수 6.0 조건에서는 인젝터에서 분사된 연료가 자연발화하여 상부 연소실에서 초음속 연소가 성공적으로 발생하였음을 확인할 수가 있었다. In this study, the combustion experiment of hydrocarbon-kerosene fueled dual mode ramjet combustor was performed at mach number 3.5~6.0 conditions. Through the experiment, the temperature and the pressure distribution inside the combustion chamber were measured and the combustion characteristics inside the combustion chamber were investigated. In the mach number 3.5~5.0 range, it was able to identify subsonic combustion in the downstream combustion chamber. In the mach number 6.0 condition, the injected fuel from the injectors was naturally fired, and it was possible to confirm that supersonic combustion was successful in the upper chamber.
심창열(ChangYeul Shim),김선용(SeonYong Kim),이민수(MinSoo Lee),박재만(JaeMan Park),송재강(JaeKang Song),남궁혁준(HyuckJoon Namkoung),김미리(MiRi Kim) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2020 No.11
본 연구에서는 보론입자를 포함하는 고체추진제 연료를 이용한 덕티드 램제트 연소기에 대하여 연소시험을 수행하였다. 본 시험에 사용된 덕티드 램제트 연소기는 가스발생기와 유량조절장치, 공기흡입구 및 연소실로 구성되어 있으며, 시험설비는 공기흡입구에 고온고압 공기를 공급하는 연소식 히터와, 유량조절밸브를 개폐하는 모터구동장치와 계측 및 제어시스템으로 구성되어 있다. 연소시험은 가스발생기에서 1차연소한 농후가스가 유량조절장치를 통해서 연소실에 유입된 후에, 공기흡입구를 통해서 들어온 공기와 혼합하여 연소실에서 2차연소를 하는 방식이다. 본 연구에서 유량조절밸브의 개폐를 통하여 가스발생기와 연소실에서의 연소특성을 확인 할 수가 있었다. In this study, a combustion test was performed on a ducted ramjet combustor using a solid propellant containing boron particles. The ducted ramjet combustor used in this test consists of a gas generator, flow control device, air inlet and combustion chamber. And the test facility consists of a vitiated heater that supplies high-temperature and high-pressure air to the air intake, a motor drive device that opens and closes the flow control device, and a measurement and control system. In the combustion test, the fuel rich gas that was first burned in the gas generator is introduced into the combustion chamber through the flow control device. After that, the air entered through the air inlet is mixed in the combustion chamber to perform secondary combustion characteristics were identified by measuring the pressure and temperature values in the gas generator and combustion chamber by opening and closing the flow control valve during combustion.
심창열(ChangYeul Shim),남궁혁준(HyuckJoon Namkoung),한풍규(PoongGyoo Han),김영수(YoungSoo Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
본 연구에서는 일반적으로 연소기 엔진 지상연소시험 설비용으로 사용되는 연소식 히터가 설계되었다. 본 연소식 히터는 출구성능과 열구조적인 안정성을 고려하여 설계가 되었으며, 설계 단계에서 열전달을 고려한 복합(conjugated) 열유동해석과 열구조해석이 수행되었다. 연소실의 복합 열유동해석 결과를 본 연소식 히터의 전 시스템 열유동해석에 적용하여 히터 출구에서의 성능조건을 충족시켰으며 복합 열유동해석에서 구한 열전달계수 값을 열구조해석에 적용하여, 히터 구조체의 열구조적 안정성을 검토하였다. In this paper, we designed the vitiated heater for ground combustion test of engine. This heater is designed with considering outlet performance and thermal-structure stability. We also performed conjugated thermal flow analysis in considering with heat transfer at the design-stage and thermal structure analysis. Finally, we evaluated the thermal structure stability of this heater by approving the result from conjugated thermal analysis and satisfied the performance condition of heater outlet.
남궁혁준(HyuckJoon Namkoung),심창열(ChangYeul Shim),김선용(SunYong Kim),이민수(MinSoo Lee),박주현(JooHyon Park),김동환(DongHwan Kim) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5
초음속에서 극초음속 영역까지 광범위한 비행영역에서 작동 가능한 추진시스템으로 램제트와 스크램제트의 장점을 포함하는 복합사이클을 적용한 이중램제트에 대한 연구가 많은 선진국에 의해 수행되고 있다. 여기서 이중모드 램제트는 하나의 연소기 즉, 동일한 유동 경로상에서 아음속과 초음속 연소가 이루어져 램제트와 스크램제트 모드로 각각 작동되는 엔진이다. 본 연구에서는 이중모드 스크램제트 엔진의 비행마하수 3.5 ~ 6조건으로 설계된 지상시험모델에 대한 연소시험을 수행하였다. 특히 고도 27.6km 및 Mach 6조건에서의 연소시험 결과를 통해 이중모드램제트의 스크램제트 연소 현상을 확인하고 적용된 설계 방안 등에 대한 검증을 수행하였다. Recently many studies have been made for the development of propulsion system with wide range flight from supersonic to hypersonic. Dual Mode scramjet engine as a hybrid cycle with advantage of ramjet and scramjet has one combustor. It works under the ramjet mode (subsonic combustion) and scramjet mode (supersonic combustion) respectively. In this study, Experimental results of hot firing tests of dual scramjet engine designed on the condition of Mach 3.5~6 as a flight Mach number are discussed. The tests were carried out on a ground test bench under free stream condition of Mach 6 at 27.6km altitude. In the tests, the adopted design and technological solutions were verified and efficient operation of the dual mode ramjet engine with Kerosene combustion during 5 seconds was demonstrated.