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서희준(Heejun Seo),조혁진(Hyokjin Cho),박성욱(Sungwook Park),문귀원(Gueewon Moon),허환일(Hwanil Huh) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.11
위성체의 지상 검증 시험에는 열진공 챔버가 사용되며, 열제어 시스템은 열진공 챔버의 핵심이라고 할 수 있다. 특히, 기체 질소를 이용한 폐회로 열제어 시스템의 성능은 극저온 블로워의 성능에 의해 결정된다. 본 연구의 최종 목표는 설계 요구조건 ?150 ℃ ∼ 150℃의 온도 조건, 유량 150 CFM, 0.5 bara 이상의 차압을 갖는 극저온 블로워를 개발하는 것으로, 1차원 해석툴 및 CFD를 이용한 성능해석을 통해 임펠러를 설계 하였으며, 구동부와 유체부의 열전달 방지를 위한 열장벽, 모터의 과열 방지를 위한 냉각 시스템 등이 설계되었다. 표준대기상태에서 실험을 통해 성능을 검증하였으며, 최종적으로 열진공 챔버내에 설치하여 운영 조건에서 극저온 블로워의 성능을 확인하였다. Thermal vacuum test should be performed prior to launch to verify satellites functionality in extremely cold/hot temperatures and vacuum conditions. A thermal vacuum chamber used to perform the thermal vacuum tests of a satellite system and its components. A cryogenic blower is a core component of the gaseous nitrogen (GN2) closed loop thermal control system for thermal vacuum chambers. A final goal of this research is development of cryogenic blower. Design requirements of a blower are 150 CFM flow rate, 0.5 bara pressure difference, hot and cold temperatures. This paper describes the performance analysis of impeller by 1D, CFD commercial software, the design of the thermal protection interface between the driving part and the fluid part. The performance of the cryogenic blower is confirmed by test at the standard air condition and is verified by on the thermal vacuum chamber at the real operating condition.
서희준(Heejun Seo),조혁진(Hyokjin Cho),박성욱(Sungwook Park),문귀원(Gueewon Moon),정상헌(Sanghun Jung),허환일(Hwanil Huh) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.1
폐회로 열제어 시스템은 열진공 챔버의 온도를 –150℃ ∼ 120℃와 같은 온도 조건으로 모사하기 위한 시스템으로, 극저온 블로워, 슈라우드, 히터, 극저온 밸브 등으로 구성된다. 본 연구는 우주 열환경 모사를 위한 폐회로 열제어 시스템의 설계 요소 정의 및 제어 변수별 실험 결과 등을 포함하고 있다. 폐회로 열제어 시스템 설계를 위해 설계 요소인 블로워 용량, 슈라우드 재질, 형태에 따른 특성 등의 분석을 수행 하였다. 폐회로 열제어 시스템의 극저온 블로워 필요 유량은 에너지 평형 방정식에 의해 결정되며, 제어는 작동 유체의 밀도 제어를 통해 제어된다. 밀도, 회전수와 같은 제어 변수별 실험을 통해 슈라우드 온도 분포 균질도 및 균일도를 측정하여 요구된 폐회로 열제어 시스템의 성능을 확인 하였다. A closed loop thermal control system simulates space thermal environment to verify the satellites functionality in extremely cold/hot temperature. It is composed of a cryogenic blower, thermal shroud, heater, cryogenic valves. This paper presents an overview of closed loop thermal control system’s design parameter and test results for control parameter. A capacity of blower is calculated through energy balance equation and an advantage/disadvantage for a shroud material and a type was analysed. The thermal control system is controlled by a constant density of fluid in the system. A requested performance of closed loop thermal control system was verified by measuring a homogeneity and stability of shroud through control parameter such as density and RPM of blower.
우주 열환경 모사용 소형 극저온 블로워 설계 및 성능평가
서희준(Heejun Seo),안성민(Sungmin Ahn),허환일(Hwanil Huh) 한국항공우주학회 2013 韓國航空宇宙學會誌 Vol.41 No.10
위성체는 지상에서 우주환경시험을 거쳐 기능 및 작동상태를 점검해야 하며, 이를 위해서는 우주환경을 모사 할 수 있는 우주환경 모사장비가 필요하다. 위성체 및 위성체의 부품 성능을 검증하기 위해 사용되는 열진공 챔버는 진공용기, 진공시스템, 열제어 시스템등으로 구성이 된다. 특히, 고온 및 극저온의 열환경을 모사하는 열제어 시스템이 열진공챔버의 핵심이라고 할 수 있으며, 열제어 시스템의 성능은 극저온 블로워의 성능에 의해 결정된다. 본 논문에서는 극저온 블로워의 유동 해석과 블레이드의 구조해석을 통해 원심팬을 설계 하였으며, 구동부와 유체부의 열전달 방지를 위한 열장벽, 모터의 과열 방지를 위한 냉각 시스템 등이 설계되었으며, 이는 열해석을 통해 검증 되었다. 최종적으로 성능실험을 수행하여 극저온 블로워의 성능을 확인하였다. Thermal vacuum test should be performed prior to launch to verify satellites’ functionality in a harsh space environment which is represented by extremely cold temperatures and vacuum conditions. A thermal vacuum chamber which consists of a vacuum vessel, a pumping system, and a thermal control system are used to perform thermal vacuum tests of a satellite system and its components. A cryogenic blower is a core component of the closed loop thermal control system for thermal vacuum chambers. This paper describes the fan design of the cryogenic blower, the design of the thermal protection interface between the driving part and the fluid part, which were verified by thermal and structural analyses. The performance of the cryogenic blower is confirmed by similarity test on the test bench.
에멀젼 연료를 이용한 디젤엔진의 분무 및 배기특성 연구
서희준(Heejun Seo),오승묵(Seungmook Oh),허환일(Hwanil Huh) 한국자동차공학회 2002 한국 자동차공학회논문집 Vol.10 No.4
Experiments have been conducted to investigate the effects of emulsified fuels on the spray characteristics and exhaust emissions in a diesel engine, Four different fuels were examined; diesel, emulsified fuels with water contents which were varied with 13,15, and l7wt%, Characteristics of fuel spray were measured by an optical method, PLLlF(planar liquid laser induced fluorescence).<br/> Compared to diesel fuel, emulsified fuels which had relatively high kinematic viscosity showed smaller spray angle and longer spray tip penetration. The qualitative droplet distributions of emulsified fuels showed worse atomization process than that of diesel fuel.<br/> As the water contents were increased, PM and NOx could be reduced simultaneously. It was specially noted that the emulsified fuel with l7wt% water content was found to be the best in reducing rates, NOx 30% and PM 40%.
[연료 및 윤활유부문] 에멀젼 연료를 이용한 디젤엔진의 분무 및 배기특성 연구
오승묵(Seungmook Oh),서희준(Heejun Seo),허환일(Hwail Huh),임경식(Kyungsik Lim),김기선(Kisun Kim) 한국자동차공학회 2000 한국자동차공학회 춘 추계 학술대회 논문집 Vol.- No.-
Experiments have been conducted to investigate the effects of emulsified fuels on the spray characteristics and exhaust emissions in a diesel engine. Four different fuels were examined; diesel, emulsified fuels with water contents which were varied with 13, 15, and 17%. Characteristics of fuel spray were measured by an optical method. PLLIF(planar liquid laser induced fluorescence)<br/> Compared to diesel fuel, emulsified fuels which had relatively high kinematic viscosity showed smaller spray angle and longer spray tip penetration. The Qualitative droplet distributions of emulsified fuels showed. worse atomization process than that of diesel fuel.<br/> As the water contents were increased. PM and NOx could be reduced simultaneously. It was specially noted that the emulsified fuel with 17% water content was obtained best reducing rates, NOx 30% and PM 40%.<br/>