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중앙 분사 방식 냉각수 투입에 의한 로켓 연소 후류 냉각에 관한 연구
강선일(Sun-Il Kang),남중원(Jung-Won Nam),허환일(Hwan-Il Huh) 한국항공우주연구원 2013 항공우주기술 Vol.12 No.1
본 논문에서는 전산유동해석 기법을 활용하여 액체 로켓 연소 후류에 냉각수가 분사됨에 따라 발생하는 냉각 효과를 냉각수 분사량, 분사 위치, 분사 방식의 변화에 따른 영향을 고찰하였다. 연소 후류의 모사를 위해서는 동결 유동해석 기법에 기반한 단일화학종 비반응 해석 모델을 이용하였고, 연소 후류에 분사된 냉각수의 모사를 위해서는 Euler-Lagrangian 해석법에 따르는 이산 상 모델(Discrete Particle Model)을 사용하였다. 해석 결과 연소 후류의 약 2배 정도 냉각수가 투입되었을 때 연소 후류 중심부에서는 연소 후류의 온도가 상대적으로 감소하는 것을 확인할 수 있었다. In this study, the cooling of rocket exhaust plume by sprayed water inside plume were investigated as varying of sprayed water mass, location, and method using computational fluid analysis. For Analyze rocket exhaust plume, a single species unreacted analysis model based on the chemically frozen analysis was used and the discrete particle model which was a kind of Euler-Lagrangian analysis model was used for simulate sprayed water inside plume. It was confirmed that the temperature of plume was reduced without cooling when water mass was two times of plume mass through analysis results.
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단일화학종 비반응 해석 모델을 사용한 로켓 연소후류 유동해석 연구
강선일(Sun-Il Kang),허환일(Hwan-Il Huh) 한국항공우주연구원 2012 항공우주기술 Vol.11 No.1
본 논문을 통해 로켓 연소후류 전산해석에 적합한 단일화학종 비반응 해석 모델을 소개하였다. 이 모델의 기본적 개념은 고온 공기에 대한 동결 유동해석 기법에서 출발하였으나, 연소 후류에 대한 CEA 해석을 통해 구한 분자량 및 비열 값의 보정을 통해 동결 유동해석의 단점을 보완하였다. 단일화학종 비반응 해석모델과 유한속도 화학반응 해석 모델의 비교를 통해, 유사한 해석 결과를 얻는데 비반응 모델이 해석시간을 약 1/5 정도로 감소할 수 있음을 확인하였다. The Single Species, Unreacted Flow Model which is effectively applicable on the computational analysis of rocket exhaust flow is introduced in this paper. The basic concept of this model had been originated from chemically frozen analysis of hot air but it was complemented by compensating molecular weight and specific heat which was obtained CEA code analysis of exhaust plume. Comparing single species, unreacted model with the finite chemistry model, unreacted model can reduce calculation time to 1/5 while it makes similar simulation results.
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1-D 시뮬레이션을 활용한 2축 핀틀 추력기 시스템의 압력강하 특성 분석
이재청(Jae Cheong Lee),허환일(Hwan Il Huh) 대한기계학회 2018 大韓機械學會論文集B Vol.42 No.3
하나의 연소실을 공유하는 다축 핀틀 추력기 시스템은 다수의 핀틀 추력기로 구성되어 있다. 연소실을 공유하는 시스템의 특성 연구를 목적으로 2축 핀틀 추력기 시스템을 활용한 시뮬레이션 모델을 제안하고 공압시험을 진행했다. AMESim 소프트웨어를 활용하여 단일 핀틀 추력기의 일차원 시뮬레이션 모델을 만들었으며, 정상상태 성능과 비정상상태 성능으로 예측 결과를 검증했다. 시뮬레이션 결과, 챔버를 공유하는 시스템에서 발생하는 압력 손실을 예측 가능하며, 다른 크기의 핀틀 추력기로 구성된 시스템의 압력 강하 요인을 확인했다. 제안한 시뮬레이션 모델은 향후 시스템 설계에서 성능예측에 활용될 것으로 판단된다. A multi-axis pintle thruster with a chamber was connected to several pintle thrusters. To study the characteristics of a system that shares a chamber, a simulation model of two-axis thrusters is proposed, and experimental validation is performed. The simulation model of a single pintle thruster, which is designed by using AMESim software, demonstrated appropriate static and dynamic characteristics. The results show that the model accurately simulates the pressure loss in the system, and determines its cause from the difference in the thruster size. The proposed simulation model can be used to predict the performance of the pintle thruster, and to determine the parameters for the system design.
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저궤도 위성 광학탑재체의 열해석 모델 검증을 위한 열모델 보정 및 히터 설계
김민재(Min-Jae Kim),허환일(Hwan-il Huh),김상호(Sang-ho Kim),장수영(Su-Young Chang),이덕규(Deog-Gyu Lee),이승훈(Seung-Hoon Lee),최해진(Hae-Jin Choi) 한국항공우주학회 2011 韓國航空宇宙學會誌 Vol.39 No.11
인공위성이 궤도상에서 임무를 수행하는 동안 모든 위성 부품이 허용 온도 범위 내에서 존재하도록 하기 위하여 검증된 열모델을 개발하고, 궤도 열해석을 통하여 열적 안정성을 확보하기 위한 열설계를 수행한다. 본 연구에서는 저궤도 위성 광학탑재체의 열진공/열평형 시험 결과를 이용하여 열해석 모델을 보정하고 flight heater의 작동주기를 맞추어 줌으로써 검증된 열모델을 확보하였다. 또한 위성의 열적 안정성을 확보하기 위하여 보정이 완료된 모델을 이용하여 궤도 열해석을 수행함으로써 모든 부품이 허용온도 범위내에 존재하는 것을 확인하였다. All of the satellite components must be operated within the permissible temperature range during the mission in orbit. Therefore, thermal design is performed to develop verified thermal model and to secure thermal stability on the ground. In this study, thermal model correlation was performed to satisfy the criteria of correlation using ground thermal vacuum/thermal balance test results of LEO satellite optical payload. We also secured verified thermal model by controlling operating cycle of flight heaters. In addition, it was confirmed that all components are within the permissible temperature range through conducting orbit environment thermal analysis. We also secured thermal stability of the satellite.
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김용찬(Yong-Chan Kim),노태성(Tae-Seong Roh),허환일(Hwan-il Huh),한조영(Cho-Young Han) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5
본 논문에서는 국외 고고도 환경 추력기를 위한 지상 시험 설비 현황에 대하여 기술하였다. 고고도환경 추력기는 동작 환경 조건이 지상 환경과는 매우 다르기 때문에 고고도 극진공 환경 모사를 위한 진공 시험 설비가 필수적이다. 현재 운영 중에 있는 대표적인 고고도 환경 시험 설비는 독일 항공우주센터에서 운영하는 P1.0, P4, P6 시험 설비와 미국에서 운영하는 진공 시험 설비가 있다. 본 논문에서는 각 시험설비에서 사용하는 연료, 극진공 모사 압력 및 유지시간과 그 외 간략한 특징을 조사하여 정리하였다. Foreign ground test facilities for high altitude thruster is briefly described. Environmental conditions of high altitude thruster is different from sea level conditions. In order to demonstrate those conditions like vacuum condition, high altitude test facilities are necessary. Typical high altitude test facilities that is being operated today are P1.0, P4, P6 test facilities in German aerospace center and vacuum test facilities operated in United States. In this paper, it is described that fuels which each facility uses, vacuum chamber property and some characteristics of the facilities are researched.
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극초음속 추진기관 연구를 위한 2차원 초음속 풍동 설계 및 제작
김정용,김형민,허환일 충남대학교 산업기술연구소 2003 산업기술연구논문집 Vol.18 No.1
A 2-D supersonic wind tunnel is designed to simulate supersonic film cooling and combustion test. Based on allowable chamber pressure and Mach 2.5 flow at the test section of ground-based blowdown type supersonic wind tunnel, 2.39 ㎏/s of mass flow rate is calculated. 2-D supersonic nozzle geometry is drawn using MOC(Method of characteristics) and energy losses of flow discharging out of nozzle is discussed. Test section is 32 ㎜ high and 30 ㎜ wide with 20 ㎜ step for transverse secondary film injection, and designed to maintain constant Mach number region for more than 250 ㎜ long. Schlieren visualization will be used to monitor the flow, and pressure taps and thermocouples are placed at constant spacing of 15 ㎜ in the downstream of film injection to measure the incoming flow conditions.
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