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윤재건(Jaekun Yoon),윤현걸(Hyungull Yoon),길현용(Hyunyong Gil) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11
통합형 로켓 부스터 램제트(IRR) 엔진에서의 점화 및 램제트 단계에서의 유동 및 연소의 동적특성에 대한 연구를 수행하였다. 연구대상모델은 흡입구 전방 자유흐름 영역에서부터 노즐 출구까지 엔진 전체 유로가 포함되도록 하였으며, 로켓 부스터에 대한 연구[1]를 통해 얻어진 유동장 계산 결과를 본 연구의 초기조건으로 사용함으로써 엔진의 작동 과정 전체에 대한 정보를 얻을 수 있도록 하였다. 본 연구에서는 점화과정에서 화염전파에 가장 영향을 미치는 요소와 유동의 진동을 유발하고 지속시키는 메커니즘에 대해 연구를 수행하였다. The flow and combustion dynamics in the ignition and ramjet sustainer phase of an integrated rocket-ramjet(IRR) engine are investigated. The physical model includes the entire engine flowpath, from the freestream in front of the inlet to the exit of the exhaust nozzle. The flowfield obtained from a rocket booster study is used as the initial condition for the present analysis, so that the complete operation history of the engine can be obtained. The analysis for the primary factor governing flame propagation during the ignition and the key mechanisms for driving and sustaining the flow oscillations are performed.
황용석(Yongseok Hwang),윤현걸(Hyungull Yoon),임진식(Jinshik Lim) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.5
최신 엔진에 사용되는 애프터버너는 늘어난 엔진의 출력밀도(Power Density)를 감당하기 위해 기존 애프터버너와는 다른 설계 패러다임을 가지게 되었다. 가장 눈에 띄는 변화로는 애프터버너로 유입되는 공기의 온도 상승으로 인해 연료분사장치/화염안정화장치가 통합되는 설계 방식이다. 또한, 운용성을 좋게 하기 위해 Radial 형태의 형상을 사용한다. 최신예 엔진인 F414 및 F110-GE-132 엔진에는 이와같은 형태의 장치에 추가로 CMC(Ceramic Matric Composite)가 사용된 가변노즐과 ejector 노즐을 적용한 능동 냉각 개념의 가변노즐등으로 엔진 부품의 수명을 늘려서 경제성을 제고한 것으로 조사되었다. 이러한 기술 경향은 차세대 램제트 엔진이나, TBCC와 같은 복합싸이클 엔진에도 적용가능할 것으로 판단된다. Advanced afterburner used in the most modernized gas turbine has new designing paradigm to cope with reinforced power density. The most distinct change is the designing trend to integrate fuel injectors and flame holder in order to manage higher temperature of inlet air. F414 and F110-GE-132 engine adopted this methodology and installed a variable nozzle utilizing CMC(Ceramic Matric Composite) material and active cooling of nozzle flap with ejector nozzle in order to enhance the life cycle of engine components and an economical aspect. These technological trends can be utilized for an advanced ramjet engine and combined cycle engine like TBCC.
길현용(Hyunyong Gil),윤현걸(Hyungull Yoon),김동환(Dongwhan Kim),우희석(Heesok Woo),김남춘(Namchoon Kim) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
본 연구에서는 50% 과산화수소와 에탄올을 이용해 소형 연소기를 제작하여 점화 및 연소가능성을 확인하였다. 많은 양의 물을 포함하는 관계로 점화가 용이하지는 않지만 8~12% 에탄올과 혼합한 50% 과산화수소를 과망간산칼륨(KMnO2)으로 분해하고, 에너지가 높은 파이로 점화기를 사용하여 점화가 가능하였다. 점화는 연료공급 후 1초 이내에 점화되었으나 점화에너지 공급이 중단되는 시점에서 연소가 중단되어, 향후 화염유지를 위한 연구가 추가적으로 필요한 것으로 나타났다. An experimental study has been conducted to find the ignition and combustion characteristics of 50% hydrogen peroxide/ethanol premixed fuel using small combustor. Due to the 50% of water, the premixed fuel was not easy to ignite, however we found it can be possible using catalyst(KMnO2) and pyro igniter. Though ignition was successfully completed in a second, the flame was sustained while the igniter was working. Further study on the flame holding is necessary
박익수(Iksoo Park),최종호(Jongho Choi),윤현걸(Hyungull Yoon),임진식(Jinshik Lim) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.5
초음속 흡입구의 충격파 안정성과 높은 압축효율을 획득하기 위한 버즈여유 결정기법을 제안하였다. 충격파 평형 방정식을 이용하여 자유흐름 및 배압에 의한 종말 충격파 위치의 민감도를 유도하였고, 외란의 크기를 통계적 방법에 의해 정량화 하였다. 수치적 계산결과 종말 충격파의 운동은 마하수에 비례하는 민감도 특성을 보였고, 후단 배압에 의한 그 영향이 가능 큰 것으로 나타났다. A technology for buzz margin determination is suggested to obtain stable shock structure and high compression efficiency of supersonic intake. By using the shock equilibrium equation of supersonic intake, sensitivity equation of terminal shock position for free stream and back pressure is induced and disturbances are quantified through statistical approach. Numerical results show that the sensitivity of shock position for disturbances is proportional to Mach number and the back pressure is dominant for variance of terminal shock position.
정해승(Haeseung Jeong),황기영(Kiyoung Hwang),윤현걸(Hyungull Yoon) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11
막냉각은 고온의 연소가스에 장시간 노출되어 있는 공기흡입식 추진기관의 연소실 내벽을 열적으로 보호하기 위해 사용하고 있으며, 슬롯형 냉각라이너를 이용한 막냉각 방법은 냉각특성을 향상시키기 위해 오랫동안 연구되어 왔다. 본 논문에서는 다중 슬롯형 냉각라이너의 연소영역과 냉각영역에서의 기체역학적 유동 및 열전달 계산에 대한 연구결과를 기술하였다. Film cooling is used to protect thermally the inner wall of combustion chamber exposed to hot gas in air-breathing propulsion system and specially film cooling using slotted cooling liner has been investigated to improve the cooling characteristics for a long time. In this paper results from gas dynamic and heat transfer calculations were presented in the combustion area and cooling area of multi-slotted cooling liner.
이상연(SangYoun Lee),윤수진(SuJin Yun),박동창(DongChang Park),윤현걸(HyunGull Yoon) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.5
에그-박스 코어의 등가 전단 탄성계수를 예측하기 위하여 유한 요소 해석을 수행하였다. 유한 요소 해석을 통한 등가 전단 탄성계수 예측 방법을 검증하기 위하여 등방성 재료인 H130-폼 코어에 대한 유한 요소 해석을 수행하였다. 유한 요소 해석을 통해 얻어진 전단 탄성계수와 참고 문헌에서 주어진 전단 탄성계수가 일치함을 확인하였다. 에그-박스 코어의 상온 및 고온에서의 등가 전단 탄성계수 변화를 확인할 수 있었다. The Finite element modelling is carried to predict the equivalent shear modulus of the Egg-Box core. Homogeneous material H130-foam core is employed to verify the prediction method of equivalent shear modulus. It shows a good agreement between the results of FE calculation and the values available in the reference. As a result of the present work, the equivalent shear modulus of Egg-Box core at various temperatures can be obtained.
이상연(SangYoun Lee),윤수진(SuJin Yun),박동창(DongChang Park),윤현걸(HyunGull Yoon) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11
이 논문은 에그-박스 코어의 등간 전단 탄성계수에 대해 다루고 있다. 코어의 등가 전단 탄성계수를 얻는 방법으로 유한요소해석, 수치 해석, 실험이 있다. 이번 연구에서는 에그-박스 코어의 등가 전단 탄성계수를 평가하기 위하여 3점 굽힘 시험을 수행하였으며, 그 결과로부터 상온에서의 에그-박스코어의 등가 전단 탄성계수를 획득하였다. 이 결과를 유한요소해석으로부터 얻어진 결과와 비교하였다. This paper deals with the equivalent shear modulus of the egg-box core. There are three approaches to obtain the equivalent shear modulus of core: a finite element analysis, an analytical study, and an empirical method. In this study, an 3-point bending test is used to evaluate the equivalent shear modulus of the Egg-Box core. As a result of the present work, the equivalent shear modulus of egg-box core at room temperature can be obtained. And this result is compared with the result of finite element analysis.
최호진(Hojin Choi),현형수(Hyungsoo Hyun),변종렬(Jongryul Byun),박의용(Euiyong Park),윤현걸(Hyungull Yoon),임진식(Jinshik Lim) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.5
덕티드로켓 추진기관에 사용되는 불완전연소 가스발생기를 설계/제작하고 연소시험을 수행하여 그 연소특성을 분석하였다. 추진시스템 설계요구조건을 바탕으로 가스발생기를 설계하고 산화제 함유량을 줄이고 금속연료 함량을 증가시킨 불완전연소용 고체연료 조성을 개발하여 가스발생기를 제작하였고, 이를 이용한 연소시험을 통해 다상 유동의 불완전연소 가스가 존재하는 가스발생기의 성능예측을 위해서는 별도의 해석기법이 요구됨을 확인하였다. The combustion characteristics of fuel-rich gas generator which could be adopted to Ducted Rocket propulsion system is investigated. The gas generator is designed considering the design requirements of propulsion system then solid fuel, which is developed by reducing the contents of oxidizer and increasing the contents of metallic solid particle, is loaded in the manufactured gas generator. The results of combustion test shows the necessity of the special analysis tool for estimating the gas generator performance where multi-phase flow of fuel-rich gas exists.