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극초음속 유동 시험을 위한 데토네이션 적용 충격파 발생 연구
진상욱(Sangwook Jin),최호진(Hojin Choi),문관호(Kwanho Moon),배주현(Juhyun Bae),길현용(Hyunyong Gil),박동창(Dongchang Park) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5
데토네이션을 이용하여 고압부 압력을 형성하는 충격파 터널에서 기체 조성비에 따른 시험 유지시간을 KASIMIR 소프트웨어를 이용하여 계산하고 시험을 수행 하였다. 수소, 산소 혼합기체의 당량비 1의 조건에서 아르곤 가스 비율에 따라 고압부 내의 충격파 속도의 감소 정도를 계측하고 마하수 6, 고도 27 km의 모의 시험 조건에서 시험 가능 시간 차이를 확인하였다. Effective test time at a shock tunnel which generates the high pressure at the driver tube by using detonation wave has been calculated by KASIMIR software and tested experimentally. The reduction of shock wave speed at the driver tube depending on volumetric ratio of Ar gas in a condition of equivalence ratio 1 of hydrogen and oxygen gas mixture was measured. And the difference of available test time has been confirmed for the each condition at the simulating condition of flight Mach no. 6, altitude 27 km.
진상욱(Sangwook Jin),최호진(Hojin Choi),배주현(Juhyun Bae),이형주(Hyung Ju Lee),문관호(Kwanho Moon),박동창(Dongchang Park),김용련(Yeongryeon Kim) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5
폭굉 가압 방식의 소형 충격파 관 시험장치를 개발하였다. 시험장치는 고압부, 저압부, 댐핑 탱크의 3개의 배관으로 구성되고 각 배관의 연결부는 시험을 편의성을 위해 유압 실린더가 적용된 격막 교체장치가 설치되어 있다. 운용 가능한 기체는 수소, 산소, 질소, 공기이다. 쉴킨 스파이럴 코일이 포함된 Pre-detonator를 사용하여 DDT(Deflagration to Detonation Transition)를 촉진하였으며, 수소-산소 연소반응으로 발생되는 폭굉 전파 속도 측정용 이온센서, 입사 충격파 속도 확인용 동압센서가 적용되었다. 개발된 시험장치는 충격파 터널을 제작하기에 앞서 제작, 운용 등의 기술적 위험도를 낮추고 안정적인 폭굉 발생 및 반복적인 입사 충격파 형성 데이터를 입수하는 목적으로 활용될 예정이다. A small scale detonation driven shock tube has been developed. The test facility consists of three parts of tubes which are a driver tube, a driven tube and a damping tank. Available gas supply sources are hydrogen, oxygen, nitrogen and dry air. For the convenience of experimental processes, a diaphragm exchanging device has been adopted. Pre-detonator with Shchelkin Spirals is used for the promotion of DDT(Deflagration to Detonation Transition). To obtain the signal of detonation in the reaction of hydrogen-oxygen detonation, five ion sensors are installed in the driver tube, a couple of dynamic pressure sensors are used to measure the incident shock in a driven tube. The developed test device will be utilized as a pilot apparatus to acquire the data for making stable detonation in a driver tube and repeatable incident shock in a driven tube, to improve the efficiency of test process, and ultimately to reduce the technical risk in a bigger shock tunnel facility.
진상욱(Sangwook Jin),최호진(Hojin Choi),황기영(Kiyoung Hwang),박동창(Dongchang Park),장원근(Won Keun Chang),양성모(Sungmo Yang),박기수(Gisu Park) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5
충격파 시험 장치(shock tunnel facility)를 이용한 자유제트 엔진시험을 수행하기 위한 가이드라인을 정리하였다. 불어내기식 또는 연속식 자유제트 시험에서 고려되는 시험물의 크기와 시험 영역(test rhombus) 선정 방법을 바탕으로 흡입구의 시동 조건에 해당하는 Kantrowitz 한계, 시동 지수(starting index)와 흡입구 내부의 박리 가능성 판단 기준인 Korkegi 상관 관계식, 요구 시험 지속 시간을 확인하기 위한 Hornung 관계식을 추가하였다. 일련의 자유제트 시험의 시험 가능 영역 확인작업을 통하여 최대 시험 가능 조건을 확인하였으며 충격파 시험 장치를 이용한 자유제트 엔진 시험초기에 시험물이 장착된 상태에서의 초음속 노즐의 미시동 원인을 파악 하였다. 추가 시험을 통해 제시된 관계식을 이용한 시험 가능 영역의 판단이 적절함을 확인하였다. This paper suggests the guide lines of test procedure in a shock tunnel facility. Based on the general way to determine the size of a test article and test rhombus in free-jet test, additional criteria which are Kantrowitz limit and Starting Index to check the intake starting, Korkegi correlation to escape a separation in duct which causes a decrease of flow channel and Hornung relation estimating the time required for steady flow are adapted. According to these relations, the maximum available test region and article size for free-jet test in shock tunnel facility have been derived. By supplemental tests, it has been concluded that to assess the size of a model and test rhombus by all the relations is reasonable.
진상욱(Sangwook Jin),최호진(Hojin Choi),이형주(Hyung Ju Lee),변종열(Jong-Ryul Byun),배주현(Juhyun Bae),박동창(Dongchang Park) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5
공동형 화염 안정화 장치를 갖는 초음속 연소기시험을 수행하였다. 직접 연결 방식으로 수소를 파일럿 연료로 사용하였고, 점화원은 메탄 토치를 적용하였다. 연료는 가열공기와 액체 연료를 혼합하는 방식으로 공급하였고, 경사형과 공력 램프 형의 2가지 방식으로 분사하였다. 비연소 시 동일 당량비 조건에서 공력 램프의 경우가 15% 높은 침투 거리를 가졌으나, 내부 압력 분포는 거의 동일하였다. 연소 조건에서 공력 램프 분사는 화염이 공동 후단에서부터 넓게 분포하고 연소기 후단에서 균일하였다. 또한, 연소실 내부 압력 분포도 상대적으로 낮은 당량비의 압력이 높게 형성되었으며, 그 결과 격리부 전방까지 압력이 전파 되는 현상을 보였다. A direct connected test has been conducted for a supersonic combustor which has a cavity type flame holder. Hydrogen was supplied as a pilot fuel, and a methane torch was used for an ignitor. An air assisted fuel has been injected to main stream by two kinds of method; an inclined and an aeroramp injectors. The aeroramp injector showed longer penetration depth than the inclined one at almost same pressure distribution along the main stream of air, and had a wider area of flame near the cavity and more even flame distribution at the exit of the combustor. Besides, the distribution of internal pressure for the areoramp injection case had higher values than that for the inclined one at lower equivalence ratio and as a result the high pressure region propagated to the upstream of the isolator.
진상욱(Sangwook Jin),최호진(Hojin Choi),이형주(Hyung Ju Lee),배주현(Juhyun Bae),변종열(Jong-Ryul Byun),박동창(Dongchang Park) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.12
모델 초음속 연소기 시험에 필요한 레이크를 제작하였다. 무차원 열전달량 계산, 레이크 내부 채널설계, 출구면 유동 교란 확인 유동해석, 내/외부 유동 및 전도를 고려한 냉각 해석을 통해 설계의 타당성을 확보하였다. 제작된 레이크는 시험에 적용하여 필요한 전압력을 정상적으로 계측하였다. The rake required for measuring the total pressure at the exit of the model scramjet engine has been made. A design feasibility was confirmed through the calculation of dimensionless heat transfer, the analysis of internal flow, the flow disturbance at the combustor exit, and the cooling calculation by means of CFD for the internal, external flow with considering conduction heat transfer. The manufactured rake was applied to the test and the total pressure was normally measured.
모델 스크램제트 엔진 연소실 벽면 냉각 채널 개념 설계
진상욱(Sangwook Jin),최호진(Hojin Choi),이형주(Hyung Ju Lee),배주현(Juhyun Bae),박동창(Dongchang Park) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.12
직접 연결식으로 시험이 수행될 모델 스크램제트 엔진의 연소실 벽면 냉각을 위한 냉각채널의 개념 설계에 필요한 유동해석을 상용유동해석 프로그램인 Solidworks FLoworks를 이용하여 수행하였다. 냉각 채널간의 유동을 균일하게 만드는 것을 목표로 입구와 출구 면적 변화, 입구 후단 정체영역과 출구 전방 정체영역의 크기와 유무, 오리피스 유무, 오리피스와 냉각 채널 결합 유무 등의 다양한 형상에 대해 유동해석을 실시하였다. 해석 결과로부터 냉각 채널과 결합된 오리피스가 유속을 결정하는데 중요한 역할을 하며 오리피스와 냉각 채널이 결합된 형태에서 오리피스 면적이 동일하면 냉각채널 간의 유속이 균일해진다는 사실을 발견하였다. The flow analysis required for the conceptual design of the cooling channel on combustor wall in a model scramjet engine has been conducted by a commercial flow analysis software tool, Solidworks FLOWORKS. In order to make the flow between the cooling channels uniform, flow analysis is carried out for various shapes such as inlet and outlet area change, size of inlet stagnation area and exit stagnation area, with or without orifice, with or without combination of orifice and cooling channel . From the analysis results, it was found that the orifice combined with the cooling channel plays an important role in determining the flow velocity, and when the orifice area and the cooling channel are combined, the flow rate between the cooling channels becomes uniform.
데토네이션 구동 충격파 터널에서의 댐핑탱크 적용에 따른 성능 변화 연구
진상욱(Sangwook Jin),최호진(Hojin Choi),문관호(Kwanho Moon),배주현(Juhyun Bae),길현용(Hyunyong Gil),박동창(Dongchang Park) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.11
데토네이션을 이용한 충격파 터널을 제작하였다. 최초 제작에서는 고압부, 저압부, 시험부로만 구성된 형태였지만, 고압부 끝단에 댐핑탱크를 추가하였다. 고압부와 댐핑탱크 사이의 여러 종류의 격막 적용하여 격막에 의한 끝단 압력 변화와 댐핑탱크 추가에 따른 시험 가능 시간 변화를 시험을 통해 확인하였다. A detonation driven shock tunnel has been established. At the first step, the test facility was consisted with a driver and driven tube only. And it caused the shortness of available test time. To extend that, a damping tube part has been added. From the test with several kind of diaphragm, it could be expected with its longer test time.