http://chineseinput.net/에서 pinyin(병음)방식으로 중국어를 변환할 수 있습니다.
변환된 중국어를 복사하여 사용하시면 됩니다.
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
사거리 증대를 위한 이종추진제 덕티드 램제트 추진기관 궤적 성형
임창원(Changwon Lim),길현용(Hyunyong Gil) 항공우주시스템공학회 2023 항공우주시스템공학회 학술대회 발표집 Vol.2023 No.10
서로 다른 연소속도를 가지는 추진제를 적용하여 연료유량을 조절하는 고정노즐형 덕티드램제트 추진기관의 사거리 증대를 위한 사전 연구를 수행하였다. 현 설계영역에서는 빠르게 가속할 수 있는 높은 연료유량을 적용하여 높은 발사고각으로 발사할 수록 사거리가 증가하며, 흡입 공기유량이 적은 고고도에서는 연소효율을 높이기 위해 저속연소 추진제로 전환하는 것이 유리한 것으로 나타났다. 그러나 연료유량과 발사고각은 안정적인 흡입구 동작에 의해 제한되므로 적절한 마진을 확보하는 것이 필요하다.
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.
박익수(Iksoo Park),최종호(Jongho Choi),박정우(Jungwoo Park),길현용(Hyunyong Gil),황기영(Kiyoung Hwang) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
비행 마하수 4.0의 2차원 램제트 흡입구 형상에 대하여 최적화 기법을 적용하여 설계하였다. 시스템에서 요구하는 구속조건과 흡입구 압축 성능을 지배하는 변수를 조합하여 흡입구의 형상설계 변수로 정의하였고, 초음속 유동이론과 실험식을 기반으로 한 아음속 디퓨져의 유동 계산식을 이용하여 자유 흐름으로부터 아음속 디퓨져까지의 전압력 회복율 가격함수로 사용 하였다. 최적의 설계변수를 획득하기 위하여 광범위한 영역에서 해를 탐색할 수 있는 확률적 최적화 기법인 PSO를 이용하여 최적형상해를 획득하였고, 획득한 형상의 적절성을 평가하기 위하여 CFD 해석결과와 비교하였다. 검토결과 각각의 계산을 통해 획득한 전압력 회복율이 매우 유사한 결과를 보였다. Two dimensional air intake for ramjet missile flying over Mach 4.0 is designed by using stochastic optimization method. The constraints from system requirement and the governing variables for intake compression are selected for design parameters. Theoretical supersonic flow equations and experimental equations for subsonic diffuser are used to construct the cost function which is total pressure recovery ratio. The optimization method, PSO, which can search the optimal solution through stochastic method in wide domain is used for optimization. The geometry from the result is verified by comparing with the CFD analysis, which shows good accordance in total pressure recovery ratio.