동일 단면적 디퓨저에서의 상온 및 연소가스를 이용한 성능 특성 연구

김완찬(Wanchan Kim),김중일(Joongil Kim),김재호(Jaiho Kim),김태완(Taewan Kim),전준수(Junsu Jeon),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11

본 연구에서는 과산화수소/케로신을 추진제로 하는 로켓엔진의 연소가스를 이용하여 고공 환경 모사를 위한 동일단면적 초음속 디퓨저를 설계/제작하였다. 상온 질소 가스를 이용한 축소형 상온 실험을 통하여 디퓨저의 성능을 예측하였고, 연소 실험을 통한 디퓨저의 성능과 비교 분석 하였다. 상온 축소형 디퓨저를 이용하여 실험한 결과 시동 압력 및 진공 챔버 압력은 각각 9.6 bar, 0.06 bar로 계측되었다. 시동 조건인 연소실 압력 10 bar를 목표로 실험을 수행한 결과, 연소실 압력이 9.4 bar로 계측되었고, 진공 챔버 압력은 0.05 bar로 계측되었다. A constant area exhaust diffuser(CAED) was designed and fabricated to simulate high altitude environment by hot combustion gas of a liquid rocket engine(propellant : hydrogen peroxide and kerosene). Diffuser performance was predicted by scale down experiment using nitrogen gas of ambient temperature. The result of the scale down experiment was compared and analyzed with diffuser performance by combustion test. Scale down experiment result showed that starting pressure of the CAED was 9.6 bar and vacuum chamber pressure was 0.06 bar. Combustion test was performed at the starting condition of diffuser. The combustion test result showed that combustion chamber pressure was 9.4 bar and vacuum chamber pressure was 0.05 bar.

과산화수소 촉매베드 형상에 따른 분해능 특성연구

김완찬(Wanchan Kim),김태완(Taewan Kim),우희찬(Heechan Woo),연해인(Haein Yeoun),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5

과산화수소와 촉매반응을 최적화 할 수 있는 촉매베드 형상을 알아보기 위하여 촉매베드 부피를 고정시키고 길이와 직경비(L/D)를 변경하여 촉매분해성능 실험을 수행하였다. 실험결과 모든 경우에서 출구 온도는 700℃ 이상 계측되었고, 촉매베드의 L/D가 커질수록 과산화수소와 촉매가 반응하는 시간이 길어져 배출되는 고온가스의 출구 온도가 높아지는 것으로 확인되었다. 촉매베드 압력은 L/D가 커질수록 증가하였으며, 실험 횟수에 따른 압력 편차가 커져 L/D가 작은 경우에 비해 불안정한 것으로 확인되었다. The performance tests of catalytic decomposition with hydrogen peroxide were carried out to find out the optimized geometry of the catalyst bed according to L/D. The hot gas temperature at the outside of catalyst bed showed over 700℃ on all the case and became higher according to increase of L/D because reaction time between hydrogen peroxide and catalyst increase. The results showed that the pressure of the catalyst bed became higher according to increase of L/D and large L/D case was more unstable.

1차원 열해석 기법을 활용한 연소실 냉각채널 설계

김완찬(Wanchan Kim),신동해(Donghae Shin),김태완(Teawoan Kim),고영성(Youngsung Ko),한상엽(Sangyeop Han) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12

본 연구에서는 액체로켓 연소실의 냉각 채널 설계를 위한 1차원 열 해석기법을 정립하였다. 액체로켓 연소실에서의 열전달은 대류, 복사 및 전도를 모두 고려해야 하며 기존의 상용 프로그램을 사용할 경우, 복잡한 입력 작업과 상당한 계산 시간이 소요된다. 이에 본 연구에서는 기초 설계 단계에서 간편하게 사용할 수 있도록 기존의 실험식들을 적용하여 1차원 열 해석 기법을 정립하였다. 최종적인 연소실 냉각채널의 형상 및 냉각수 유량은 연소실 벽면 두께 2mm, 냉각채널 두께 2mm와 냉각수 유량 1kg/s를 선정하였다. In this research, 1-D thermal analysis technique was developed for liquid rocket combustion chamber cooling channel design. For precise analysis for combustion chamber, one must consider multi-dimension, combined effect of convection, conduction and radiation. Although existing commercial computer programs considered all these complicated effect, but it requires complicated input data preparation and takes a lot of computation time. So, for easy and quick application for the preliminary stage of cooling channel design, 1-D thermal analysis technique using existing experimental formula was developed. The shape of the final combustion chamber cooling channel and the cooling water flow rate were selected as 2 mm of wall thickness of combustion chamber, 2 mm of cooling channel thickness and 1 kg/s of cooling water flow.

과산화수소/케로신 이원추력기 촉매 점화기 성능 개선에 관한 연구

김완찬(Wanchan Kim),김민상(Minsang Kim),유이상(Isang Yu),전준수(Junsu Jeon),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12

본 연구에서는 과산화수소 촉매점화기의 신뢰성 및 점화 안정성을 향상시키기 위하여 촉매베드 끝단에 스월러를 장착하였고 촉매의 입자크기를 다양하게 하여 점화실험을 수행하였다. 실험결과 스월러를 장착할 경우 점화성능이 상당히 많이 향상 되었으나, 촉매입자는 일정 크기 이상이 될 경우 촉매의 과산화수소 분해성능이 크게 감소하여 점화 성능이 현저히 감소하는 결과를 확인하였다. 최종적으로 스월러와 촉매를 선정하고 점화실험을 통하여 점화안정성을 가지는 점화시퀀스를 정립하였다. In this study, ignition performance tests were performed by adopting swirlers at the end of the catalyst bed and varying size of catalyst particle to improve the reliability and stability of a hydrogen peroxide catalyst ignitor. Results showed that the ignition performance was improved significantly with the swirler. However, if the catalyst particles is bigger than a certain size, ignition was impossible because the catalytic decomposition of hydrogen peroxide became worse severely. Conclusively, the swirler shape and the catalyst size was determined and ignition sequence was established.

연소실 냉각채널 설계를 위한 1차원 열 해석 기법 확립 및 검증

김완찬(Wanchan Kim),유이상(Isang Yu),신동해(Donghae Shin),고영성(Youngsung Ko) 한국항공우주학회 2019 韓國航空宇宙學會誌 Vol.47 No.2

액체로켓 연소실 내부 벽면에서의 열전달은 대류, 복사 및 전도를 모두 고려해야 하기 때문에, 정확한 열전달량을 예측하기에는 어려움이 있다. 이에 현재 주로 상용 해석 프로그램을 사용할 경우가 많은데, 이 경우에는 복잡한 입력 작업과 상당한 계산 시간이 소요된다는 문제가 있다. 따라서 본 연구에서는 초기 기초 설계 단계에서 간편하게 사용할 수 있는 1차원 열 해석 기법을 정립하였으며, 정립된 1차원 열 해석기법을 통해 본 연구실에서 개발한 스팀제너레이터의 연소실 냉각채널을 설계하였다. 연소 실험 결과, 1차원 열 해석 기법을 통해 예측된 냉각수의 온도 증가량은 실험결과와 약 8.5%의 차이를 보임을 확인하였다. Predicting heat transfer from the inner wall of the combustion chamber of the liquid rocket is a very difficult task. Several complex processes, such as convection, radiation and conduction must be taken into consideration. Usually commercial programs are used for the analysis of this processes. However, commercial programs are not a perfect solution, because of the long calculation times and a burdening data-input work. In this study, we developed and implemented one – dimensional thermal analysis. This technique can be easily used on the initial stage. The design of the combustion chambers cooling channel of the steam generator designed using developed technique. In order to compare experimental and theoretical data, the combustion test was performed. Obtained experimental data for the coolant temperature differ from the theoretical prediction by only 8.5%.

소형 액체로켓엔진 고공환경 모사시험 설비

김태완(Taewoan Kim),김완찬(Wanchan Kim),김선진(Sunjin Kim),한영민(Yeoungmin Han),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회지 Vol.19 No.3

A high altitude test facility which includes supersonic diffuser and ejector has been developed to simulate atmospheric pressure at 25 km using a 500 N class small scale liquid rocket engine. Also high altitude simulation test for the small scale liquid rocket engine was performed to verify the facility’s performance. The experimental facility consists of high altitude simulation device, propellants supply system and coolant supply system. Low pressure condition corresponding to about 27 km(0.021 bar) altitude atmosphere was successfully simulated and a small scale liquid rocket engine thrust level was confirmed at the simulated condition by the high altitude test facility verification test.

액체로켓엔진 고공환경 모사 시험 설비 구축 현황 소개

김태완(Taewoan Kim),전준수(Junsu Jeon),김완찬(Wanchan Kim),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim),한영민(Youngmin Han) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5

본 논문은 현재 충남대에서 수행중인 액체로켓엔진 고공환경 모사 시험 연구에 대한 진행 현황을 기술하였다. 액체로켓엔진 고공환경 모사 시험 설비는 고공용 로켓 엔진, 이차목 초음속 디퓨저, 열교환기, 스팀제너레이터, 이젝터로 구성된다. 현재 모든 구성 설비의 제작이 완료되어 파트별 검증실험을 진행 중에 있으며, 고공용 로켓 엔진 연소시험과 스팀제너레이터 작동 시험 그리고 디퓨저/열교환기의 벽면냉각을 위한 냉각수 공급 시험을 수행하였다. This paper describes the development status of high altitude test facility(HATF) construction for liquid rocket engine which was executed by Chung-nam National University. The experimental facility consists of vacuum chamber, secondary throat supersonic diffuser, heat exchanger, steam generator and ejector. All the parts are undergoing verification tests respectively in order to confirm characteristics after manufacturing. Liquid rocket engine combustion test, steam generator operation test and water supply tests of diffuser/heat exchanger were performed step by step.

액체로켓엔진 열유속 측정용 열유속 게이지 설계 및 시험

김민석(Minseok Kim),김태완(Taewoan Kim),유이상(Isang Yu),김완찬(Wanchan Kim),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11

본 연구에서는 케로신/액체산소를 추진제로 사용하는 액체로켓엔진 연소실에서의 열유속을 측정하고자 열유속 게이지를 제작하고 시험 평가하였다. 혼합비 2.2의 연소압 9.5 bar 조건에서 연소시험을 수행하여 열유속 게이지로부터 연소실벽면에서의 시간에 따른 온도분포를 측정하였고, 이 온도분포를 바탕으로 적분법 및 Ansys-Fluent를 활용하여 비정상 열유속을 계산하였다. 정상 연소압에서 열유속은 1.8~1.9 ㎿/㎡, 대류열전달계수는 740~760W/㎡K 을 나타내었다. In this study, to measure heat flux of a liquid rocket engine combustion chamber using kerosene/liquid oxygen, a combustion test was performed at mixture ratio 2.2 and chamber pressure 9.5 bar. The temperature distribution was measured by a heat flux gauge installed in the wall of the combustion chamber and the unsteady heat flux was calculated using the integral method and Ansys-Fluent from the temperature information. The heat flux and the heat transfer coefficient was calculated to be 1.8~1.9 ㎿/㎡ and 740~760 W/㎡ K respectively at steady chamber pressure.

축소형 액체로켓엔진 고공환경 모사시험 설비

김태완(Taewoan Kim),김완찬(Wanchan Kim),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim),한영민(Yeoungmin Han) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

본 연구에서는 500N급 소형 액체로켓엔진을 사용하여, 약 25㎞(0.025bara) 고도의 대기압 환경을 조성할 수 있는 초음속 디퓨저와 이젝터 조합의 고공시험 설비를 구축하였으며, 설비의 성능 검증 차원에서 축소형 액체로켓엔진 고공환경 모사시험을 수행하였다. 시험 설비는 고공환경 모사장치와 추진제공급설비 그리고 냉각수 공급설비로 구성된다. 본 고공시험 설비로 약 27㎞(0.021bara) 고도에 해당하는 대기 압력을 성공적으로 구현하였으며, 이때 축소형 액체로켓엔진에서 발생하는 추력 성능을 확인하였다. A high altitude test facility which includes supersonic diffuser and ejector has been developed to simulate atmospheric pressure at 25㎞ using a 500N class small liquid rocket engine. Also high altitude simulation test for the small liquid rocket engine was performed to verify its performance. The experimental facility consists of high altitude simulation device, propellants supply system and coolant supply system. Low pressure condition corresponding to about 27㎞(0.021bar) altitude atmosphere was simulated successfully and a small liquid rocket engine thrust level was confirmed at the low pressure condition by the high altitude test facility through verification test.

Canted Slit Type 핀틀 인젝터에서 분무패턴에 따른 연소현상 분석

김선훈(Sunhoon Kim),김완찬(Wanchan Kim),김태완(TaeWan Kim),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim),김형모(Hyungmo Kim) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5

본 논문에서는 canted slit 형태의 액체산소/케로신 이원추진제 추력기용 인젝터를 제작하여 수류 시험을 통하여 파악한 분무패턴과 연소시험 결과 연소실 벽면에 생성된 그을음 패턴의 연관성을 분석하기 위해 연소실의 원주방향으로 열유속 게이지 두 개를 적용하여 연소시험을 수행하였다. 분무패턴을 통해 예상한 추진제 혼합영역에서 각각 측정한 열유속 데이터를 바탕으로 연소실 벽면에서 원주방향으로 국부적인 열유속 차이를 확인하였으며, 핀틀 인젝터가 갖는 추진제 분무 특성으로 인한 현상임을 확인하였다. In this paper, combustion tests were performed to analyze similarity between spray pattern by water injection test and soot pattern in the chamber wall after combustion test with two heat flux gauges around the chamber wall. The canted slit type injector for bipropellant thruster uses LOx/kerosene as propellants. Heat flux has local differences at the propellant mixing zone predicted by spray pattern. The results show that the phenomena caused by characteristics of propellant injection of the pintle injector.