열교환기 소재 변화에 따른 수치적 성능 연구

유이상(Isang Yu),고영성(Youngsung Ko),신동순(Dongsun Shin),김현웅(HyenWoong Kim),채명일(Myeongll Chae) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5

본 연구에서는 Fin tube에 무산소 동, 크롬동 소재 변화에 따른 열교환기 성능을 비교하기 위해 수치해석을 수행하였다. 수치 시뮬레이션은 Reynolds-averaged, Navier Stokes 방정식, 연속성 방정식 및 에너지 방정식을 채택하였다. 무산소 동 소재 핀의 압력손실과 정적온도가 크롬동 소재 핀의 압력손실과 정온도보다 높다는 것을 확인하였다. In this study, a numerical analysis was performed to compare the performance of the heat exchanger according to the Fin tube made of copper, chromium copper (bronze) material. Numerical simulation adopts the RANS method (the solving of the Reynolds-averaged Navier -Stokes equations, the continuity equation, and the energy equation). The helium pressures losses and the static temperature of copper fin tube are lower than the helium pressures losses and the static temperature of chromium copper (bronze) fin tube.

직동식 솔레노이드 밸브 씰 돌출에 의한 차압 변화 특성에 대한 연구

김병훈(Byunghun Kim),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11

솔레노이드 밸브는 코일에 전류를 흐르게 하여 전기에너지를 기계에너지로 변환하여 플런저의 움직임을 통해 밸브의 오리피스를 열고 닫는 자동밸브이다. 이때 솔레노이드 밸브는 코일에 흐르는 전류에 의해 코일의 온도가 상승하게 된다. 성능시험 중 한국형발사체 추진제탱크 가압제어용 직동식 솔레노이드 밸브에서 발열시험 후 솔레노이드 밸브의 차압이 증가하는 현상을 확인하였다. 본 연구는 솔레노이드 밸브 차압 증가 원인을 분석하고, 그 해결 방안을 제시한다. The solenoid valve is the automatic valve that converts electrical energy into mechanical energy by passing a current to the coil. Then, the temperature of solenoid valve coil is increased by the current flowing through the coil. After heat-up test of direct acting solenoid valve for propellant tank pressurization in KSLV-II 3 stage , the differential pressure increase phenomenon of solenoid valve was appeared. In this paper, we identified the differential pressure increase cause of solenoid valve and proposed solution to reduce the differential pressure increase.

가스 이젝터 설계에 관한 연구

박용인(Yongin Park),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2022 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2022 No.11

램제트 추진기관의 원추형 다단 공기흡입구 설계

박용인(Yongin Park),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2022 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2022 No.11

레이저 유도 공동 점화 방식을 이용한 예혼합기 연소 특성 향상

모하메드 하산(Hassan Mohamed),고영성(Youngsung Ko),정석호(Sukho Chung) 한국자동차공학회 1999 한국 자동차공학회논문집 Vol.7 No.6

In this study. a new type of laser-induced ignition using a conical cavity has been developed<br/> to utilize all the available incident laser energy. In the method, it is possible to ignite<br/> combustible methane/air mixtures by directing a laser beam of a constant small diameter into a small conical cavity, without focusing the laser beam. Shadowgraphs for the early stage of combustion process show that a hot gas jet is ejected from the cavity, especially with lean mixture. After a very short time. the hot gas jet finishes issuing and the flame behavior is quite similar to flame propagation initiated by a conventional spark ignition. The combustion process using the new method exhibits more rapid pressure increase and a higher maximum pressure rise than that of the center ignition using laser-induced spark, with significant decrease in the combustion time. Also, the new ignition method is numerically modeled to simulate the flame kernel development and subsequent combustion process using the KIVA-II code. The calculated results show satisfactory agreement with experimental results.<br/>

터보펌프 실매질 시험설비 구축에 대한 소개

김진선(Jin-Sun Kim),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

한국형발사체에서 독자적인 액체로켓엔진을 확보하기 위해 터보펌프개발은 필수적인 항목이라고 볼 수 있으며, 이 터보펌프의 실험적 신뢰성검증을 위한 실매질 시험설비의 구축을 위해 최근 액체산소와 케로신을 토대로 한 시험설비의 상세설계가 수행되어져 왔다. 본 논문에서는 시험설비 설계 결과를 토대로 75톤급 터보펌프의 요구규격과 함께 실매질 시험설비의 설계규격을 제시하였고, 대표적인 서브시스템들의 설계결과를 설명하였다. 또한, 시험설비 운용과정에서 발생할 수 있는 주요 서브시스템에 대한 불확실성을 시뮬레이션과 실험적 검증을 통하여 사전에 제거할 수 있도록 하였다. The development of a turbopump is fundamental to have an independent LRE(liquid rocket engine) for KSLV-II. Recently, the detail design of a turbopump real-propellant test facility based on liquid oxygen and kerosene has been performed to structure the test facility for the experimental validation of the turbopump. In this paper, the design requirements of the turbopump and the specifications of the test facility was presented and the representative sub-facilities were explained on the basis of the design results. Also, the uncertainty of the sub-facilities which could be appeared during the operation was removed in advance through the simulation method and the experimental verification

가스터빈 저온/저압 점화장치 구성 및 운영조건 확인 시험

김태완(Taewoan Kim),이양석(Yang-suk Lee),고영성(Youngsung Ko),임병준(Byeungjun Lim),김형모(Hyeongmo Kim),김선진(sunjin Kim) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.11

고공 환경에서의 점화 연소 특성을 확인하기 위해 선행되어야 할 저압/저온 환경 모사 및 연료 유량 제어 실험을 수행하였다. 저압 환경을 모사하기 위하여 초음속 디퓨저를 이용하였고, 공기 유량 공급 및 디퓨저 1차 전단 노즐 압력에 따라 다양한 고도의 저압 환경을 조성할 수 있음을 확인하였다. 또한 저온 환경을 모사하기 위해 액체 질소를 이용한 열교환기를 활용하였고, 혼합 탱크로 유입되는 극저온/상온 공기 온도 조건을 일정하게 유지할 경우 다양한 공기 유량 조건에서 혼합 공기의 온도는 극저온/상온 공기의 혼합비에 의해 결정됨을 알 수 있었다. 이에 따라 본 연구에서 구축한 고고도 환경 모사 시스템을 활용하여 다양한 고도 조건에서의 점화 및 연소 특성 실험 수행이 가능함을 입증하였다. Ignition and combustion performance of a gas-turbine engine were changed by various high-altitude condition. A goal of this study is to make the small test facility to simulate high-altitude condition. To perform the low pressure condition, a diffuser was used in various diffuser front of primary nozzle pressure. To perform the low temperature, heat exchanger was used in various mixture ratio of cryogenic air and ambient temperature air. The experimental result shows that high-altitude conditions can be controled by diffuser front of primary nozzle pressure and mixture ratio of cryogenic air and ambient temperature air.

한국형발사체 추진제 탱크 가압을 위한 극저온 고압 솔레노이드 밸브 설계

김병훈(Byunghun Kim),한상엽(?Sangyeop Han),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

발사체에 적용되는 솔레노이드 밸브의 경우 산업용 솔레노이드 밸브에 비해 엄격한 전류 및 무게, 크기 제한 조건을 요구한다. 이러한 제한 조건을 만족하며, 솔레노이드 밸브의 작동성을 보장하기 위한 설계를 수행하였다. 극저온 상태에서 솔레노이드 전류 상승을 방지하기 위해 구리와 콘스탄탄 재료를 사용한 새로운 형태의 코일 설계를 적용하였으며, 측정된 전류는 설계 규격을 만족하고 있다. 본 설계를 통해 한국형발사체 3단 추진제 탱크 가압제어용 솔레노이드 밸브에 대한 형상 설계를 수행하였다. Solenoid valves for space launch vehicles require the strict limitations on the size, weight and current consumption comparing to industrial solenoid valves. The preliminary design of a cryogenic and high pressure solenoid valve for propellant tank pressurization which can ensure the operation of solenoid valve under such strict limitation conditions was preformed. The Copper and Constantan materials in coil design have used to prevent the excessive rise of the current at cryogenic state. The measured current of solenoid valve at cryogenic temperature satisfies a design requirement. Through this study, the plunger diameter and shape of solenoid valve were determined for the solenoid valve for propellant tank pressurization of KSLV-Ⅱ 3rd stage.

한국형발사체용 솔레노이드밸브 시제품 이상현상 사례 조사

김병훈(Byunghun Kim),한상엽(Sangyeop Han),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5

한국형발사체 액체추진기관에는 많은 종류의 솔레노이드 밸브류가 국산화로 개발되어 사용될 예정이며, 이를 위해 현재 시제품 설계 및 제작을 통해 솔레노이드밸브의 성능 평가를 수행하고 있다. 솔레노이드밸브 성능 시험 중 일부 솔레노이드밸브에서 오작동 사례가 확인되었으며, 밸브 오작동 원인 분석을 통해 솔레노이드밸브 성능 개량을 수행하였다. 본 논문은 시제품 성능 시험 중 확인된 솔레노이드 밸브 오작동 사례 및 그 후속 조치 과정을 정리하였다. For the liquid-propellant propulsion system of KSLV-II, several types of solenoid valves have been developed domestically for helium and nitrogen gases on/off control. Currently the performance evaluation is under way through the designing and manufacturing of prototypes of such solenoid valves. During the performance tests of solenoid valves, there were some abnormal cases detected. The abnormal cases have been corrected and updated through the analysis of such cases. This paper summarizes the above-mentioned abnormal cases of soleniod valves for KSLV-II and the follow-up correction procedures.

저추력 액체로켓엔진의 추력 측정 장치에 대한 연구

이동형(Donghyeong Lee),이양석(Yangsuk Lee),고영성(Youngsung Ko),김유(Yoo Kim),김선진(Sunjin Kim) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.11

액체로켓엔진의 성능 검증에 있어서 가장 큰 비중을 차지하는 것 중 하나는 정확한 추력 측정이다. 본 연구에서는 기존의 추력 측정 장치를 보완한 저추력 액체로켓엔진의 추력 측정 장치를 개발하여 작은 추력을 발생하는 로켓엔진의 보다 정확한 추력 측정을 가능하도록 하였다. 또한, 추력 측정 장치의 추력 측정 평가 시 고려되는 주요 인자들에 대한 연구를 수행하여 추력 측정 장치의 신뢰도 평가에 관한 기법 및 절차 수립의 기반을 마련하였다. It is very difficult to measure an accurate thrust for the performance test of liquid rocket engine. Liquid rocket engine is attached to the propellant feed system, control valve and many other safety systems. Without considering these effects, thrust data measured from the firing test is not reliable and meaningless. In this research, the modified thrust measurement system, which includes both all these side effects is developed for the verification of low thrust liquid rocket engine performance. In addition, reliability appraisal technique is studied to secure the reliability of thrust measurement system.