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고체추진기관의 Al<SUB>2</SUB>O<SUB>3</SUB>가 고무내열재에 미치는 영향을 평가하는 시험방법 연구
이형식(Hyungsik Lee),강윤구(Yoongoo Kang),임수용(Sooyong Lim),오종윤(Jongyun Oh),이경훈(Kyunghoon Lee) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11
고체추진기관의 연소 생성물 중 Al2O3는 노즐목으로 빠져나가지 않고 연소관내부에 침적될 수 있다. 침적된 슬래그에 의한 고무내열재의 열반응을 모사하기위하여 특별한 추진기관을 설계하여 시험하였다. 이 특별한 추진기관 시험 중 슬래그 침적양상을 Dynamic Radioscopy로 촬영함으로서 처음 설계한데로 원하는 위치에 슬래그가 침적된다는 것을 입증하였다. 본 논문에서 개발한 시험방법은 새롭게 설계하려는 추진기관내부의 온도와 압력을 그대로 모사할 수 있어 슬래그에 의한 고무내열재의 재료 특성평가 및 연소관의 내열고무두께를 결정하는 설계자료로 사용할 수 있는 모사시험 방법이다. 연소평균압력 770 psi이고 연소시간 50초인 추진기관의 EPDM내열재를 모사 시험한 결과 열량이 큰 슬래그에 의한 고무 열반응량이 연소가스 유속에 의한 삭마량보다 적음을 알 수 있었다. In solid propellant rocket motors, Al2O3 , one of combustion products, can be accumulated inside a combustion chamber. A special rocket motor was designed and tested to simulate thermal reaction of rubber insulator affected by the deposited slag. We successfully demonstrated through a dynamic radioscopy that the slag was deposited at the location as designed. In this paper we present a new test method which can simulate a high temperature and pressure environment in combustion chamber to evaluate material characteristics of rubber insulator and can provide design data to decide its thickness for a new solid rocket motor. The solid rocket motor, which has an average chamber pressure of 770 psia and a burning time of 50 seconds, was tested. The results show that erosion of EPDM insulator is more affected by a gas velocity rather than by the thermal reaction of slag with a high thermal capacity.
강선일(Sunil Kang),오화영(Hwayoung Oh),이정일(Jungil Lee),엄형식(Hyungsik Uhm),지상연(Sanyeon Ji) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5
로켓 엔진 연소후류는 고온 고속의 연소가스이다. 연소후류에 의한 손상 방지를 위핸 대부분 발사대에서는 적절한 냉각시스템을 갖추고 있다. 본 연구를 통하여, KSLV-1 나로호의 발사대시스템의 후류 냉각설비의 냉각수 분사노즐의 형상을 연구하였다. 이러한 연구들을 바탕으로 한국형발사체에 적합한 분사 노즐의 기본 형상을 제시하였고, 이에 대한 3차원 CAD 모델을 도출하였다. 새로 설계된 냉각수 분사 노즐을 통해 분사되는 냉각수의 형태를 전산유체해석 기법을 활용하여 모사하였다. The exhaust gas of rocket engine has a characteristics of high speed and high temperature plume. Protecting damage induced plume, most of launchers prepared cooling system. In this study, the shape of cooling water spray nozzle of KSLV-1 launcher was investigated. The basic shapes of cooling water spray nozzle for KSLV-II launcher with three dimensional CAD model can be generated from those investigations. The dispersed configuration of cooling water is presented as computational fluid dynamic study of newly designed spray nozzle.
이정일(Jungil Lee),엄형식(Hyungsik Um),강선일(Sunil Kang),오화영(Hwayoung Oh),김정래(Jungrae Kim) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
화염유도로는 발사체로부터 배출되는 고온 고압의 연소 후류로부터 발사체 및 발사대 구조물을 보호하는 시설물로써 가스의 적절한 배출을 해야함과 동시에 냉각수를 이용하여 고온의 가스를 냉각시켜야 한다. 본 연구에서는 초음속유동에서 액적 분열을 가장 유사하게 모사할 수 있는 모델을 선정하였고, 이를 이용하여 초음속 자유류에서의 물분사를 포함한 2상 유동 해석을 수행하였다. 이를 통하여 물분사 유량에 따른 온도 분포 변화를 확인할 수 있었다. 한국형 발사체 발사대의 화염유도로의 3차원 형상을 바탕으로 비정상상태 해석을 통해 고온의 초음속 플룸에 대한 냉각수 분사의 영향에 대해 분석하였다. 화염유도로에 물분사 모델을 적용하여 노즐당 유량이 150 kg/sec일 때 벽면 온도가 1000 K 하강하는 것을 확인하였다. To protect the launch vehicle and launch complex structures, the flame deflector system requires the consideration of flame deflection and exhaust gas cooling with water spraying. In this study, three dimensional simulation of KSLV-Ⅱ flame deflector system was conducted with transient analysis. For the analysis of phenomena in supersonic compressible free stream flow with water spray, the liquid breakup model and two phase flow model were adopted with reasonable parameters values derived. Finally, based on the present results, we evaluated the effect of water spraying in rocket exhaust plume. We found that the wall temperature decreased 1000 K when 150 ㎏/sec water spray compared to no water spray.
이정일(Jungil Lee),엄형식(Hyungsik Um),강선일(Sunil Kang),오화영(Hwayoung Oh) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11
화염유도로는 발사체로부터 배출되는 고온 고압의 연소 가스를 안전하게 배출시키는 시설물로써 발사체 및 발사대 주위의 구조물을 보호하는 역할을 한다. 고온 고압의 연소 가스가 배출되는 만큼 냉각수를 이용하여 연소 가스를 냉각시키는 시설을 갖추어야 한다. 연소 노즐에서 배출되는 수증기, 이산화탄소, 일산화탄소 뿐만 아니라 냉각수 분사에 의해 수증기가 증가함에 따라 복사열전달은 화염유도로 시스템 설계에 중요한 변수가 된다. 이번 연구에서는 H₂O-CO₂-CO 혼합가스에 대한 복사열전달 모델을 선정하였고 기존에 연구된 SNB 모델의 결과와 비교하였다. 총 방사율 기준으로 약 5% 이내의 오차를 보여 모델의 타당성을 확인할 수 있었다. 한국형 발사체 발사대의 화염유도로 형상을 바탕으로 복사열전달 모델을 고려한 비정상상태 해석을 통해 냉각수 분사에 의한 벽면 온도를 예측하였다. 냉각수 분사를 하지 않을 경우 약 3000 K의 벽면 온도가 냉각수 분사를 할 경우 약 1000 K 하강하는 것을 확인하였다. To protect the launch vehicle including complex structures, the flame deflector system should be equipped with flame deflection and water injection system for exhaust gas cooling. Radiative heat transfer is an important factor for a flame deflector system design because of two reasons: 1) the plume gas includes three radiating species (H₂O, CO₂ and CO), 2) a large amount of water vapor is generated by evaporation of injected cooling water. The radiative heat tranfer model for H₂O-CO₂-CO mixture is compared with SNB model for validation. As results, the total emissivity is well matched within roughly 5% error between two models. Finally three dimensional simulation of KSLV-II flame deflector system is conducted with transient analysis based on this radiation model. The wall temperature decreases 1000 K for the water injection case compared with no water injection.