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유로 단면 부분 폐쇄가 액체로켓엔진 성능 변화에 미치는 영향
조원국,Cho, Won Kook 항공우주시스템공학회 2015 항공우주시스템공학회지 Vol.9 No.4
The analysis has been performed on the blockage effect at the propellant flow passage in a liquid rocket engine. This simulates an example of emergency situation where flow passage is partially blocked. The analysis method has been validated by predicting the pump head and flow rate within 1% precision against the measured data of turbopump-gas generator coupled test. When the oxidizer passage is reduced it is predicted that the mixture ratio decreases, the oxidizer pump head increases and the gas generator pressure increases. When the fuel passage is reduced it is predicted that the mixture ratio increases, fuel flow rate decreases and the fuel pump head increases.
조원국(Won Kook Cho),설우석(Woo-Seok Seol) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.3
재생냉각 설계 프로그램을 개발하였으며 CFD 해석과 RTE 코드를 사용하여 결과를 검증하였다. 본 코드는 재생냉각 성능과 연소실 벽의 응력 예측을 주요 기능으로 하며 연소가스와 냉각유체의 열전달은 경험식을 사용하고 립의 핀효과는 이론 관계식을 이용하였다. 연소실 벽의 온도는 RTE 코드를 사용한 결과와 비교하여 최대 약 100 K 차이를 보였으며 열유속과 연소가스의 열전달 계수는 10% 미만의 차이를 보였다. 벽온도의 차이는 핀효과의 과소평가에 기인한 것으로 판단된다. A design code validated against the thermal analysis results of CFD and published RTE code for a regeneratively cooled combustion chamber has been developed. The major function of the code is to predict the regenerative cooling performance and stress of the chamber wall. Adopted are the empirical correlation for the evaluation of the heat transfer coefficient of hot gas and coolant, and theoretical formula for the fin effect of the channel rib. The hot-gas-side wall temperature from the present code shows 100 K difference at most compared to RTE results. It shows less than 10% difference for the heat flux through the chamber wall and hot-gas-side convective heat transfer coefficient. The major cause of the wall temperature difference is due to the underestimation of the fin effect of the channel rib.
조원국(Won Kook Cho),설우석(Woo-Seok Seol),조광래(Gwang-Rae Cho) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.4
경험식을 이용한 1차원 해석에 의하여 30톤급 재생냉각 연소기의 냉각 유로 설계를 수행하였다. 1차원 해석에 의한 벽온도는 3차원 CFD 해석과 비교하여 약 100 K의 온도차이를 보였다. 통일한 냉각성능을 유지하면서 냉각 채널의 최대 폭이 4 ㎜ 와 2 ㎜인 두 가지 설계안을 제시하였다. 냉각유체의 압력강하는 20 % 증가할 것으로 예측되었다. 열차폐 코팅과 탄소 침착물의 열저항을 고려한 경우, 최대 벽온도는 700 K로 예측되었다. 본 연구에서 제시한 냉각 방법은 용량이 부족한 것으로 판단되는 바 막냉각이 추가적으로 적용되어야 할 것으로 판단된다. A regenerative cooling system has been designed through empirical 1-D analysis for a liquid rocket engine of 30-ton-level thrust. The hot-gas-side wall temperature from 1-D analysis shows 100 K difference compared to 3D CFD analysis. Two variations of design with same cooling performance are suggested for different maximum channel widths i.e., 4 ㎜ and 2 ㎜. The coolant pressure drop of the latter design is higher by 20 %. The maximum liner temperature is about 700 K when TBC and the thermal resistance of carbon deposit are considered. So film cooling is recommended to increase the cooling capacity as the present cooling capacity is insufficient.
조원국(Won Kook Cho),하성업(Sung Up Ha),문인상(Insang Moon),정은환(Eun Whan Jung),김진한(Jin Han Kim) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.8
액체로켓엔진의 향후 연구 분야를 제안하였다. 가스발생기 사이클 엔진은 고압화를 통한 다운사이징, 가격경쟁력 확보가 중요 이슈가 될 것이다. 다단연소 사이클 엔진 분야에서는 초고압 터보펌프 개발과 내산화성 소재 개발이 필요할 것으로 기대된다. 로켓엔진 시스템 해석기술 분야에서는 해석 시간절감을 위한 통합화 경향이 예상된다. 이외에도 비용절감을 위한 재사용이 가능한 부스터급 메탄엔진, 3D 프린터를 활용한 제작, 내열/내산화성 소재 개발 등이 주요 연구 주제가 될 것으로 판단된다. A research area on liquid rocket engine has been suggested. Downsizing through combustion pressure rise and low price are major issues to gas generator cycle engines. A very high pressure turbopump and material against oxidizer rich environment may be necessary technologies for staged combustion cycle engines. Integrated analysis saving computing time is the trend of rocket engine systems analysis area. Other important research topics are the methane engine for reusable booster to reduce the cost, 3D printing and materials for high temperature or oxidizer rich environment.