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이차목 디퓨저와 이젝터를 사용한 고공환경모사장치 예비설계
김중일(Joongil Kim),전준수(Junsu Jeon),김태완(Taewan Kim),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim),김유(Yoo Kim),한영민(Yeoungmin Han) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5
케로신과 액체산소를 추진제로 하는 로켓엔진의 고공환경모사를 위한 실험 장치의 예비 설계를 수행하였다. 고공환경모사를 위한 장치는 진공챔버, 초음속디퓨저, 열교환기, 이젝터, 증기 발생기로 구성된다. 로켓엔진을 장착한 진공챔버는 이차목 초음속 디퓨저에 의해 고공환경의 압력이 모사되고 이를 유지한다. 로켓엔진의 메인 연소가스는 열교환기에서 물로 냉각되며 이로 인한 혼합물은 이젝터로 인해 대기 중으로 배출된다. 이젝터는 75% 에탄올과 액체산소, 물로 작동하는 증기 발생기에 의해 작동되며 초기 진공도를 유지하는 역할을 한다. In this study, preliminary design of a high-altitude test facility (HATF) was performed to simulate the high-altitude environment using a rocket engine that liquid oxygen and kerosene were used as the propellant. Experimental facility consists of vacuum chamber, supersonic exhaust diffuser, heat exchanger, ejector and gas generator. The vacuum chamber was simulated and maintained high-altitude environmental pressure by supersonic exhaust diffuser. Combustion gas of the rocket engine was cooled by water at heat exchanger after that the mixed gas was emitted to the air by ejector. The ejector which was operated by the steam generator using 75% ethanol and liquid oxygen as propellants and water for steam maintains a vacuum condition.
김중일(Joongil Kim),고민호(Minho-Ko),김이중(Leejung Kim),서중규(Jungyu Seo),김형육(Hyungyuk Kim),김유(Yoo Kim),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
본 논문에서는 예비설계를 통한 고공환경모사 시험설비의 각 파트별 냉각수 공급시스템의 요구유량을 제시하였으며 요구유량에 따라 펌프식 및 가압식으로 나누어 냉각수 공급시스템을 설계ㆍ제작하였다. 펌프식 냉각수 공급시스템 및 가압식 냉각수 공급시스템의 cavitation venturi 검증실험을 통해 안정한 냉각수 유량을 공급할 수 있음을 확인하였다. In this paper, mass flow rate of a cooling water supply system was presented through preliminary design of high-altitude test facility(HATF). The cooling water supply system consisted of pressurization and pump type to satisfy flow rate requirements. Hydraulic tests were performed to verify mass flow rate of cooling water. The experimental result showed that the cooling water supply system could supply accurate mass flow rate to each part by cavitation venturies.
Rijke Tube를 이용한 열환경에서의 음향공 특성연구
김기우(Kiwoo Kim),김근철(Keuncheol Kim),김중일(Joongil Kim),고영성(Youngsung Ko),김홍집(Hongjip Kim),권오성(Osung Kwon) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11
수평방향의 전기히터 방식의 Rijke tube는 구조와 원리가 비교적 간단하여 열 음향 불안정 연구에 대표적으로 사용되고 있다. 본 논문은 음향공 특성연구의 일환으로 현재까지 수행하였던 상온감쇠실험과 열적 구배를 갖는 열 음향 불안정 환경과의 실험을 비교하기 위하여 연속적인 실험을 위하여 장시간에도 안정적인 Rijke Tube 제작 및 구성 방법을 제시하였다. 또한 모사된 열 음향 불안정 환경에 음향공을 장착하여 감쇠특성을 확인하여 추후 연구에 필요한 기초자료를 확보하였다. A horizontal Rijke tube with an electric heating part is a convenient system for studying the thermo acoustic instability. In this work, horizontal Rijke tube is manufactured to investigate and compare damping characteristics of Helmholtz resonator under unsteady heat release and room temperature conditions. We obtained basic data using the Helmholtz resonator which is used as passive damper under the thermo acoustic instabilities.
수직형 추력측정장치를 이용한 액체로켓엔진 추력측정에 관한 실험적 연구
김중일(Joongil Kim),장지훈(Jihoon Jang),전준수(Junsu Jeon),김태완(Taewan Kim),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
본 논문에서는 정확한 추력측정을 위해 추력측정장치의 시스템 저항 및 선형성 등을 파악하는 추력단계별 시험을 수행하였으며, 과산화수소/케로신을 추진제로 하는 액체로켓엔진의 수직형 연소시험설비에서의 연소시험을 통해 추력을 측정하였다. 측정된 추력은 추력해석을 바탕으로 보정하였고 연소실 압력 및 유량 데이터를 바탕으로 계산된 이론추력과 비교한 결과 약 6.7%의 차이를 보여 추력 단계별 시험을 이용하여 측정된 추력을 보정하는 방법이 엔진의 정확한 추력을 측정하는 데 적합함을 확인하였다. In this study, thrust step test was performed to identify system resistance and linearity of a vertical thrust measurement system(TMS) for accurate thrust measurement. Combustion tests were performed to measure the thrust of a liquid rocket engine using hydrogen peroxide and kerosene as propellants by the vertical TMS. The measured thrust was calibrated based on thrust analysis and theoretical thrust was calculated by combustion chamber pressure and mass flow rate showed 6.7% difference. It is confirmed that the thrust measurement method using the thrust step test was appropriate to accurate thrust measurement of LRE.
동일 단면적 디퓨저에서의 상온 및 연소가스를 이용한 성능 특성 연구
김완찬(Wanchan Kim),김중일(Joongil Kim),김재호(Jaiho Kim),김태완(Taewan Kim),전준수(Junsu Jeon),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
본 연구에서는 과산화수소/케로신을 추진제로 하는 로켓엔진의 연소가스를 이용하여 고공 환경 모사를 위한 동일단면적 초음속 디퓨저를 설계/제작하였다. 상온 질소 가스를 이용한 축소형 상온 실험을 통하여 디퓨저의 성능을 예측하였고, 연소 실험을 통한 디퓨저의 성능과 비교 분석 하였다. 상온 축소형 디퓨저를 이용하여 실험한 결과 시동 압력 및 진공 챔버 압력은 각각 9.6 bar, 0.06 bar로 계측되었다. 시동 조건인 연소실 압력 10 bar를 목표로 실험을 수행한 결과, 연소실 압력이 9.4 bar로 계측되었고, 진공 챔버 압력은 0.05 bar로 계측되었다. A constant area exhaust diffuser(CAED) was designed and fabricated to simulate high altitude environment by hot combustion gas of a liquid rocket engine(propellant : hydrogen peroxide and kerosene). Diffuser performance was predicted by scale down experiment using nitrogen gas of ambient temperature. The result of the scale down experiment was compared and analyzed with diffuser performance by combustion test. Scale down experiment result showed that starting pressure of the CAED was 9.6 bar and vacuum chamber pressure was 0.06 bar. Combustion test was performed at the starting condition of diffuser. The combustion test result showed that combustion chamber pressure was 9.4 bar and vacuum chamber pressure was 0.05 bar.
Rijke Tube를 이용한 열환경에서의 음향공 감쇠 특성연구
김근철(Geuncheol Kim),전준수(Junsoo Jeon),김중일(Joongil Kim),고영성(Youngsung Ko),김홍집(Hongjip Kim) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.5
본 연구에서는 열/음향 불안정성 환경 모사를 위하여 수평형의 Rijke tube를 설계/제작하였고, 이를 이용하여 구현하고자 하는 주파수대의 열구배를 갖는 공진현상이 발생됨을 확인하였다. Rijke tube를 이용해 열 음향 불안정 환경을 조성한 후, 음향공을 장착하여 얻어진 감쇠특성을 상온실험 자료와 비교/분석하여 열 음향 불안정 환경에서의 음향공 감쇠특성을 확인하였다. 열/유동 환경하에서의 감쇠 시간이 상온 환경에 비해 약 40% 증가함을 확인하였으며, 이로부터 음향공 설계시 열/유동 환경이 고려되어야 함을 확인하였다. A Rijke tube which has an electric heater and a flow controller was designed and thermo-acoustic instability was induced by the Rijke tube. The thermo-acoustic instability was damped by a resonator and the damping characteristics were investigated and compared to room temperature acoustic test. Results show that decay time of the thermo-acoustic condition was increased by about 40% compared to that of room temperature acoustic test.
박진호(Jinho Park),이양석(Yangsuk Lee),김중일(Joongil Kim),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim),김유(Yoo Kim),김승한(Seunghan Kim) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11
본 연구에서는 축소형 이차목 초음속 디퓨저를 Normal Shock Theory를 이용하여 설계/제작하여 상온의 질소가스를 이용하여 실험을 수행하였다. 실험 결과 이론식으로 설계된 이차목 초음속 디퓨저의 시동압력은 18%정도의 오차를 보였고, 이는 벽면 마찰 손실에 의한 차이로 보여진다. Secondary throat supersonic exhaust diffusers were designed by Normal-shock theory and manufactured. Experimental studies of the diffusers were performed using nitrogen gas of room temperature. It showed a difference about 18% between the experimental and theoretical results. The difference was shown by friction loss at the wall of the diffuers.