http://chineseinput.net/에서 pinyin(병음)방식으로 중국어를 변환할 수 있습니다.
변환된 중국어를 복사하여 사용하시면 됩니다.
안규복(Ahn, Kyubok) 한국산학기술학회 2015 한국산학기술학회논문지 Vol.16 No.5
100톤급 굴삭기에 장착할 수 있는 초대형 유압브레이커 개발을 수행하였다. 유압브레이커 설계에 앞서 타격에너지, 분당 타격수 등의 성능을 예측할 수 있는 유압브레이커 해석 방법에 대해 연구하였다. 해석 결과를 바탕으로 초대형 유압브 레이커의 설계 및 제작이 이루어졌으며, 유압브레이커가 성공적으로 작동함을 확인하였다. 실제 유압브레이커 작동 시 타격 에너지와 분당 타격수를 측정하여, 해석 결과와 비교하였다. 분당 타격수 해석 결과는 큰 오차 없이 실험 결과를 잘 예측하였 지만, 타격에너지 해석 결과는 실제 실험 결과와 매우 큰 차이가 나타남을 확인하였다. 초대형 유압브레이커를 성공적으로 개발하였으며, 향후 마찰, 유압회로 등을 고려하여 타격에너지 해석 방법을 보완할 예정이다. Development of a extra-large hydraulic breaker, which could be used for a 100 ton-class excavator were carried out Hot-firing tests were carried out. Before designing a hydraulic breaker, the analysis method to predict the performance such as impact energy and impact rate were studied. Based on the analysis result, the design and manufacture of a extra-large hydraulic breaker were performed, and the breaker were confirmed to operate successfully. The data of impact energy and impact rate were measured during the operation of the breaker, and were compared with the analysis result. The analysis result of impact rate anticipated well the test data, but that of impact energy showed a large difference with the test data. The extra-large hydraulic breaker were successfully developed and the analysis method of impact energy will be updated taking into account friction, hydraulic circuit, etc.
안규복(Kyubok Ahn),강동혁(Donghyuk Kang),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5
한국형발사체 3단에 사용될 7톤급 액체로켓엔진 연소기의 연소시험을 위해 기존 지상연소시험장 고주파 계측 시스템을 개량하였다. 본 논문에서는 개량된 고주파 계측 시스템의 설계 및 주요 기능을 설명하였다. The high-frequency data acquisition system of the rocket engine test facility has been updated to perform hot-firing tests of 7 ton-class liquid rocket engine combustion chambers which will be used for the third stage of the Korea space launch vehicle Ⅱ. The paper deals with the design of the updated high-frequency data acquisition system and explains its main functions.
75톤급 엔진 1/2.5-scale 연소기 압력 섭동 분석
안규복(Kyubok Ahn),강동혁(Donghyuk Kang),김문기(Munki Kim),임병직(Byoungjik Lim),김종규(Jong-Gyu Kim),이광진(Kwang-Jin Lee),서성현(Seonghyeon Seo),한영민(Yeoung-Min Han),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.5
본 논문에서는 75톤급 액체로켓엔진 1/2.5-scale 연소기의 연소시험에서 얻어진 동적특성 결과에 대해 기술하였다. 엔진 시동 구간 및 연소실 압력에 따른 동적특성 변화를 살펴보기 위해 연소실 압력 30 bar와 60 bar 상태에서 연소시험이 수행되었으며 이에 따른 연소기의 연소안정성을 검토하였다. In the paper, the dynamic characteristics obtained from hot-firing tests of 1/2.5-scale thrust chamber for 75 tonf-class liquid rocket engine were described. To investigate the dynamic characteristics by engine start transient period and chamber pressure variation, hot-firing tests were performed in the chamber pressures of 30 bar and 60 bar. According to these variations, combustion stability in the combustion chamber was examined.
안규복(Kyubok Ahn),서성현(Seonghyeon Seo),김문기(Munki Kim),임병직(Byoungjik Lim),김종규(Jong-Gyu Kim),이광진(Kwang-Jin Lee),한영민(Yeoung-Min Han),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11
추력 75톤급 액체로켓엔진용 기술개발/검증 시제인 가스발생기의 연소시험이 수행되었다. 가스발생기 분사기 및 헤드의 성능을 먼저 확인하기 위해 heat-sink 형태의 연소실이 사용되었다. 본 논문에서는 연소시험을 위한 준비상황 및 기술검증시제 연소시험에서 얻어진 압력, 온도 분포, 압력 섭동 등의 결과들을 설명하였다. Hot-firing tests were performed on the gas generator which is a technology development/demonstration model for a 75 ton-class liquid rocket engine. A heat-sink type combustion chamber was used for initial performance examination of the injector and mixing head. This paper explains not only preparation works for hot-firing tests but also the acquired results such as pressure, temperature distribution, and pressure fluctuation.
안규복(Kyubok Ahn),서성현(Seonghyeon Seo),임병직(Byoungjik Lim),김종규(Jong-Gyu Kim),이광진(Kwang-Jin Lee),한영민(Yeoung-Min Han),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.5
30톤급 액체로켓엔진 가스발생기의 연소 특성에 대한 연구를 수행하였다. 개발 초기 가스발생기는 터빈 매니폴드 출구를 모사하는 노즐을 후단에 장착한 상태에서 연소시험을 진행하였다. 이후 가스발생기와 터빈부의 공진모드를 모사하는 연장배관을 가스발생기와 노즐 사이에 추가하여 시험이 이루어졌으며, 최종적으로 터보펌프의 터빈부를 연결한 상태에서 연소시험을 수행하였다. 본 논문에서는 이와 관련된 온도 분포, 압력섭동 결과들을 분석하였다. Combustion characteristics of a gas generator for a 30 ton-class liquid rocket engine were studied. At the early stage of development, the combustion tests of the gas generator were performed by only using the nozzle which substitute for a turbine manifold exit. Then, the extension tube was applied between the gas generator and the nozzle for imitating the resonant mode of gas generator and turbine manifold. Finally, the hot-firing tests were performed on the condition of connecting the gas generator with the turbine manifold. In the paper, the step-by-step results such as temperature distribution and pressure fluctuations were analyzed.
안규복(Kyubok Ahn),서성현(Seonghyeon Seo),임병직(Byoungjik Lim),김종규(Jong-Gyu Kim),이광진(Kwang-Jin Lee),한영민(Yeoung-Min Han),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국항공우주연구원 2007 항공우주기술 Vol.6 No.1
분사기 헤드에 설치된 분사기 수를 바꾸어가며 실물형 가스발생기의 연소 특성에 대한 실험적 연구를 수행하였다. 가스발생기에 공급되는 총 추진제의 유량은 같으면서 분사기당 유량이 달라지는 실물형 가스발생기 3대가 사용되었다. 각 가스발생기에는 13개, 19개, 37개의 내부 혼합형 이중 스월 분사기가 배치되었다. 연소시험 결과, 13개, 19개 분사기를 장착한 가스발생기는 축방향 공진주파수에 해당하는 섭동이 발생하지 않았지만, 37개 분사기가 장착된 가스발생기의 경우 강도가 작긴 하지만 축방향 공진주파수에 해당하는 압력 섭동 현상이 나타나고 있다. 분사기 수가 증가할수록 연소실내의 온도 분포 편차는 점차 작아지지만, 분사기 LOx post의 손상은 증가하는 결과를 나타내었다. Combustion characteristics of full-scale gas generators were studied experimentally by changing the injector number installed at the injector head. Three full-scale gas generators were utilized; they have same total mass flow rate but mass flow rates per injector are different. Thirteen, nineteen and thirty seven injectors, which have internal-mixing and double-swirl characteristics, are distributed in injector heads, respectively. The results showed that pressure fluctuations in the gas generators with 13 and 19 injectors didn't occur around longitudinal resonant frequency, however longitudinal-mode pressure fluctuation appeared slightly in the gas generator with 37 injectors. As the number of injectors increased, deviations of temperature distribution in the combustion chamber decreased gradually, but the damage of injector LOx posts became a little severe.
안규복(Ahn, Kyubok) 한국산학기술학회 2014 한국산학기술학회논문지 Vol.15 No.6
동축 와류형 분사기 19개로 구성된 연소기 헤드와 냉각채널을 갖는 연소실을 이용하여 연소시험을 수행하였다. 추진 제로는 액체산소와 케로신(Jet A-1)이 사용되었으며, 연소시험은 연소실 압력 59~82 bar, 혼합비 2.0~3.0 영역에서 수행되었 다. 냉각채널 연소실의 냉각 유체로는 물이 사용되었으며, 냉각채널 입구와 출구에서의 물의 온도를 측정하여 열유속 값을 계산하였다. 본 연구에서는 연소불안정에 따른 열전달 영향을 살펴보는 것을 목표로 하였으며, 이를 위해 냉각수의 온도 변화 를 계측하였다. 몇 번의 연소시험에서 연소불안정 현상이 발생하였으며, 이때 열유속이 5~20% 정도 증가하는 결과가 나타났 다. 또한 열유속은 연소불안정이 발생하는 초기 시점에서 최대가 되는 것을 알 수 있었다. Hot-firing tests were carried out using a mixing head with 19 swirl coaxial injectors and a combustion chamber with internal cooling channels. The propellants of liquid oxygen and kerosene(Jet A-1) were burned in a range of chamber pressures (59~82 bar) and mixture ratios (2.0~3.0). The temperature of water used as the cooling fluid was measured at the inlet and outlet of the cooling channels, and the heat flux was calculated. The aim of this study was to examine the effect of combustion instability on heat transfer in a subscale thrust chamber, and detect the temperature variation of cooling water. During several hot-firing tests, combustion instability was encountered which caused a 5~20% increase in heat flux. The peak heat flux took place in the initial stages of combustion instability.