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- 저자 : 노태성(Tae-Seoung Roh) (검색결과 4 건)
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이상복(Sangbok Lee),성형건(Hyung-Gun Sung),노태성(Tae-Seoung Roh) 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.11
액체로켓엔진의 초기 설계 단계에서 파라미터 기반의 시스템 해석을 근거로 설계 변수의 결정이 이루어진다. 본 연구는 액체로켓엔진 가스발생기 사이클에 대해서 추력실, 터보펌프, 터빈, 가스발생기의 성능 해석과 무게 산출을 반영한 설계변수의 최적화를 수행하였다. 설계변수는 연소실 압력, 노즐확장비, O/F 비로 설정하였으며, 비추력과 추력중량비를 목적함수로 하였다. 무게 산출은 노즐확장비와 추력, 연소실 압력에 대한 함수로 표현된 방법을 사용하였다. 최대 비추력과 최대 추력중량비와의 관계가 정성적으로 타당함을 확인하였다. Design variables are decided by parametric system analysis in preliminary design of the liquid rocket engine. In this paper, the liquid rocket engine's design variables are optimized by mass estimation and system analysis which consists of the thrust chamber, turbo-pumps, the turbine and the gas-generator. Design variables are set up by main chamber pressure, nozzle expansion ratio, and O/F ratio. Also the objective function is defined with both specific impulse and thrust/weight ratio. A measure of the function concerning nozzle expansion ratio, thrust and main chamber pressure is taken for the mass estimation. In conclusion, it is ascertained that the relationship of the optimized specific impulse and the maximum of thrust/weight ratio is qualitatively reasonable.
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이상복(Sangbok Lee),김영호(Youngho Kim),노태성(Tae-Seoung Roh) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11
유전알고리즘을 사용하여 액체로켓엔진의 연소실 압력과 노즐 확장비, O/F 비 등 주요 설계변수를 최적화하였다. 대상엔진은 LO2/RP-1을 추진제로 사용하는 개방형 가스발생기 사이클을 대상으로 하였다. 연소실의 물성치는 CEA2를 이용하였으며, 무게 산출은 참고문헌을 바탕으로 모델링 하였다. 최적설계의 목적함수는 비추력과 추력중량비를 다중목표로 설정하여 가중치 방법을 사용하였다. 유전알고리즘을 최적화 과정을 거친 결과 비추력은 최대 4%, 추력중량비는 최대 23% 정도 증가하였다. 또한 다양한 추력에 대해서 Pareto frontier line을 얻었다. A genetic algorithm (GA) has been employed to optimize the major design variables of the liquid rocket engine. Pressure of the main combustion chamber, nozzle expansion ratio and O/F ratio have been selected as design variables. The target engine has the open gas generator cycle using the LO2/RP-1 propellant. The gas properties of the combustion chamber have been obtained from CEA2 and the mass has been estimated using reference data. The objective function has been set as multi-objective function with the specific impulse and thrust to weight ratio using the weight method. The result shows about 4% improvement of the specific impulse and 23% increase of the thrust to weight ratio. The Pareto frontier line has been also obtained for various thrust requirements.
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이상복(Sangbok Lee),장준영(Junyeoung Jang),김완조(Wanjo Kim),김영호(Youngho Kim),노태성(Tae-Seoung Roh),최동환(Dongwhan Choi) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.5
액체로켓엔진의 최적화를 위해 유전알고리즘을 사용하여 주요 설계변수인 연료와 산화제의 질유량과 연소실 압력을 결정하였다. 대상엔진은 LO2/RP-1을 추진제로 사용하는 개방형 가스발생기 사이클을 대상으로 하였다. 최적설계의 목적함수는 비추력의 최대화이고 펌프-터빈의 에너지 발란스와 요구추력을 제한조건으로 하였다. 연소실의 물성치는 CEA2를 이용하였으며 펌프 및 터빈의 효율, 가스발생기 및 예연소기의 물성치는 문헌 자료를 수학적으로 모델링 하였다. 가스발생기 사이클 계산 결과 참고문헌과 비교하여 비추력에서 약 3~4%, 펌프파워에서 2~6%의 오차를 보였다. A genetic algorithm (GA) has been employed to optimize the major design variables of the liquid rocket engine. Mass flow rate to the main thrust chamber, mass flow rate to the gas generator and chamber pressure have been selected as design variables. The target engine is the open gas generator cycle using the LO2/RP-1 propellant. The objective function of design optimization is to maximize the specific impulse with condition of energy balance between the pump and the turbine. The properties of the combustion chamber have been obtained from CEA2. Pump & turbine efficiencies and properties of the gas generator have been modeled mathematically from reference data. The result shows 3~4% errors for the specific impulse and 2~6% errors for the pump power of the gas generator cycle compared to references.
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이상복(Sangbok Lee),임태규(Taekyu Lim),유승영(Seung Young Yoo),오석환(Seok Hwan Oh),노태성(Tae-Seoung Roh) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5
본 연구에서는 액체로켓엔진 단계식 연소 사이클의 기본 설계 사양을 도출하기 위한 시스템 해석을 수행하였다. 액체산소를 산화제로 하고 액체수소와 RP-1을 각각 연료로 사용하는 엔진에 대해 사이클 해석을 적용하였다. 엔진의 성능지표인 비추력을 기준으로 하여 실제 개발되어있는 엔진과 1% 이내의 차이를 보였다. 사이클 해석을 위해 개발된 프로그램은 압력과 유량 균형, 터보펌프-터빈의 에너지 균형 조건을 만족하며 주어진 추력에 대한 연료 소모와 비추력 및 각 부품의 기본적인 사양을 도출할 수 있다. 추가적인 제한조건들의 조사가 이루어지면 통합 최적화 프로그램으로 발전시킬 수 있을 것으로 판단된다. This study aims to develop the performance analysis program on the staged combustion cycle of the liquid rocket engine using liquid oxygen(LOx) as oxidizer, liquid hydrogen(LH2) and RP-1 as fuel. The developed analysis program can obtain the propellant mass flow rate, the specific impulse, and representative design values of engine components for the required thrust satisfying pressure, mass flow, and energy balance conditions. The analysis results show that the the specific impulses (Isp) compared to those of the real engines have been less than 1%. With additional constraints, the program will be improved for the system optimization.
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