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엄재령(Jae-Ryeong Um),임현애(Hyun-Ae Lim),진완성(Wan-Sung Jin),최정열(Jeong-Yeol Choi) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
초공동 현상을 이용한 고속 수중 운동체와 함께 이를 가능하게 하는 기술로써 해수흡입 램젯 추진에 대한 연구가 여러 나라에서 진행되고 있다. 본 연구에서는 해수 흡입 램젯 엔진을 추진기관으로 하는 추진 수중 운동체의 개념 설계를 진행하였다. 가동 환경을 확인하여 임무 작동 조건을 설정하였으며, 해당 조건 내에서 초공동 현상 이론과 유체역학적 지식을 통해 운동체의 항력을 예측하였다. 이로부터 필요 추력을 산출하여 추진기관의 대략적인 사이징 및 부분별 성능해석을 수행하였다. Many countries are paying efforts to the research and development of high-speed under-water vehicle using the super-cavitation phenomena. In the present study a conceptual design of the high-speed under-water vehicle with water-breathing ramjet propulsion. Mission profile and operating conditions are determined by examining the operation environment. Drag is estimated based on the theories of super-cavitation and the knowledge-base of fluid mechanics. Thrust requirement is calculated by the drag estimation followed by the sizing of the propulsion system and performance analysis of the components.
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엄재령(Jae-Ryeong Um),P. Pradeep Kumar,최정열(Jeong-Yeol Choi) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5
수소는 우주발사체에 적용되는 연료 중 가장 높은 추진성능을 보이는 연료이다. 특히 성능차이에 민감한 상단 엔진의 연료로 유용하지만 국내에는 수소 로켓에 대한 연구가 매우 부족한 상황이다. 본 연구에서는 수소를 이용한 액체로켓엔진 연구에 기초자료를 제공하기 위해 단일 동축 분사기를 사용하는 수소-산소 로켓 엔진에 대하여 난류 연소유동의 수치해석을 수행하였다. DES 난류모델을 이용하는 고해상도 수치해석을 수행하였으며 선행연구와의 결과 비교를 통해 액체수소/액체산소 로켓에 대한 연소유동장의 기본 특징을 살펴보았다. The hydrogen is the highest propulsion performance fuel among those used in space launch vehicles. Especially hydrogen is helpful in upper stage engine to fuel, However there is a lack of research on hydrogen rocket in the country. In this paper, the numerical analysis of turbulent combustion flow was carried out about hydrogen/oxygen rocket engine using the uni-element shear coaxial injector to provide basic data for study of liquid rocket engines which use hydrogen to fuel. The high resolution analysis using DES turbulent model was conducted, and the results are compared to results of preceding researches in order to study characteristics of combustion flow field of liquid hydrogen rocket.
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단일 전단 동축 분사기를 가지는 GH<sub>2</sub>/GO<sub>2</sub> 로켓 연소기의 고해상도 수치해석
정승민,엄재령,최정열,Jeong, Seung-Min,Um, Jae-Ryeong,Choi, Jeong-Yeol 한국추진공학회 2018 한국추진공학회지 Vol.22 No.6
본 연구에서는 단일 전단 동축 분사기를 이용한 수소 로켓 연소기의 전산유체 해석을 수행하였다. 2차원 축대칭 형상에서 난류연소 해석을 위해 hybrid RANS/LES 난류모델을 적용하였다. 적합한 해석기법을 찾기 위해 3가지 화학 반응기구, 3가지 고해상도 기법 및 3단계 격자해상도 조합을 비교하였다. 벽면 열유속을 실험결과와 비교하여 해석 성능을 살펴보았으며, 유동장 결과 분석으로 동축 분사기를 가지는 로켓 연소기의 난류연소특성을 살펴볼 수 있었다. In this study, a series of CFD analyses were carried out for a hydrogen rocket combustor with a single shear coaxial injector. A hybrid RANS/LES approach was used for the turbulent combustion analysis with a two-dimensional axisymmetric configuration. Three reaction mechanisms, three spatial discretization methods, and three levels of grid resolution were compared to determine an appropriate CFD approach. The performance of the CFD prediction were investigated by comparing the wall heat flux with experimental data. Investigation of the flow field results provides an insight into the characteristics of the turbulent reacting flow of a rocket combustor with a shear coaxial injector.
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GH₂GO₂ 로켓연소기의 난류연소 특성 및 불안정성 분석
정승민(Seung-Min Jeong),엄재령(Jae-Ryeong Um),최정열(Jeong-Yeol Choi) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5
본 연구에서 단일 전단 동축 분사기를 가지는 GH₂GO₂ 로켓 연소기의 전산해석을 수행하였다. ASU MDV 플럭스 분할 기법 및 5차oMLP 방법을 이용하여 고해상도 해석을 수행하였다. 난류 해석을 위하여 SST-DES 모델을 이용하였고 UCSD 상세 반응기구를 사용하였다. 실험에서 도출된 벽면 열유속을 검증 데이터로 활용하였다. 해석결과의 분석을 통하여 본 연소기의 난류연소 특성을 파악하였으며, 해석 결과의 DMD 및 FFT 분석으로부터 불안정 특성을 살펴보았다. A computational analysis of a GH₂GO₂ rocket combustor with a single shear coaxial injector was carried out in this study. High resolution simulation was conducted by using ASUMDV flux splitting and 5<SUP>th</SUP> order oMLP method. The turbulence flow was modeled using the SST-DES model and the UCSD detailed mechanism was applied for combustion. The wall heat flux derived from the experiment was used as validation data. The turbulent combustion characteristics was investigated through the analysis of the CFD result, and the instability characteristics were further understood by DMD and FFT analyses of the CFD results.
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김영식(Young-Sik Kim),엄재령(Jae-Ryeong Um),손종운(Jong-Woon Son),김지환(Ji-Hwan Kim),민병훈(Byeong-Hoon Min),최정열(Jeong-Yeol Choi) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5
물로켓은 추진제의 연소를 제외하면 액체 로켓 엔진의 원리와 기본적으로 동일하다. 따라서 물로켓은 열-유체역학 지식을 활용하여 추진성능을 학습할 수 있는 좋은 사례로 여겨지지만 이에 대한 체계적인 자료는 거의 없는 상황이다. 본 연구에서는 등엔트로피 팽창과 베르누이 법칙을 이용하여 물로켓의 추진 성능을 이론적으로 정리하였으며, 이를 바탕으로 물로켓의 추진성능 해석을 수행하여 비행 고도를 극대화 할 수 있는 설계 조건을 추적하였다. Water rocket is governed by the same fundamental principle with the liquid rocket engine(LRE) except the propellant combustion. It is considered as an good example to study the propulsion performance of LRE at undergraduate level based on the knowledge of thermo- and fluid-dynamics, though such an example is rarely found. Present paper summarize the theoretical background of the water rocket propulsion performance by the isentropic expansion and Bernoulli’s equation. On this foundation, a propulsion performance analysis is carried to find a design parameters to maximize the reachable altitude by the water rocket.
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