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최채홍,김호석,오필용,문세연,홍봉근 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11
전북대학교 고온플라즈마응용연구센터에 구축된 2.4MW급 고온플라즈마 발생장치의 시운전을 수행하였다. 분절형 아크 히터에서 발생된 고엔탈피 유동은 초음속 유동을 통과하며 가속되어 고엔탈피 초음속 유동이 되며 우주발사체의 열 보호 시스템 시험과 같은 극한환경 모사 시험에 활용된다. 본 장치는 입력 전력이 2.4MW이며 최대 마하 5까지 가속될 수 있도록 설계되었다. 작동 유체는 아르곤과 공기이며 공급 가스 유량 50 g/s에서 20 MJ/kg 이상의 엔탈피를 갖는 유량을 발생하도록 설계되었다. 실험 결과 입력 전력 2.4MW에서 20 MJ/kg의 고엔탈피 유동을 발생하는 것을 확인할 수 있었으며 이때 플라즈마 토치의 효율은 약 40%로 나타났다. 2.4MW class arc heated plasma wind tunnel has been constructed at Chonbuk National University(CBNU) in Korea. This paper presented pretest results of 2.4MW class plasma wind tunnel. The source of this facilities is a segmented plasma arc torch. It was designed to generate a supersonic high enthalpy flow above 20 MJ/kg. The working fluid of the torch is air with 10 % argon. It was tested with the input current in 600 A and with gas flow rate in 50 g/s. In the results, the facilities generated high enthalpy supersonic flow of 20 MJ/kg at 600A test conditions.
최채홍(Cheahong Choi),최성만(Seongman Choi),정용운(Youngwoon Jeong),민대기(Daiki Min) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.5
APU 연소기의 내부 혼합 특성을 연구하기 위하여 연소기 1/6 크기의 분할연소기를 제작하였다. 내부유동을 확인하기 위하여 연소기는 PC(Poly Carbonate)재질을 이용하였으며 실물연소기와 같은 크기와 형태로 설계/제작하였다. 제작성 및 내부유동 관찰을 용이하게 하기 위하여 3차원 연소기를 2차원화 하여 제작하였으며, 엔진의 공기유동과 유사한 조건을 모사하기 위하여 Turbo Blower 및 유량을 조정하기 위한 밸브를 설치하였다. Blower 최대 유량은 7 m3/min이며 연소기 입구속도가 연소기와 같은 100 m/s 까지 가능하도록 제작되었다. In order to understand mixing characteristics of the APU combustor, sector combustor which size is 1/6 of the real combustor was manufactured. To see the inner side of combustor, Poly Carbonate material is used as a combustor riner. Turbo blower is used as a air supplying device and valves are used as controling the air flow. Maximum flow rate of the blower is 7 m3/min and maximum inlet velocity is up to 100 m/s.
최채홍(Chea-Hong Choi),김형모(Hyung-Mo Kim),이춘식(Chun-Sik Lee),박부민(Poo-Min Park),양수석(Soo-Seok Yang) 한국유체기계학회 2009 유체기계 연구개발 발표회 논문집 Vol.2009 No.-
The ignition performance and flame stability of the 5㎿ class dry NOx combustor was investigated. An experimental study was performed by using combustion test facility of the korea aerospace research institute. The combustor is reverse flow can type and LNG is used as fuel. The test was performed to know ignition performance and flame stability by controlling the number of dilution hole for changing in airflow distribution.