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유재한,김동현,권혁준,이인,백승길,김영익,Yoo, Jae-Han,Kim, Dong-Hyun,Kwon, Hyuk-Jun,Lee, In,Paek, Seung-Kil,Kim, Young-Ik 한국군사과학기술학회 2002 한국군사과학기술학회지 Vol.5 No.4
In this paper, the transonic aeroelastic behavior of the generic fighter model is investigated in the time domain. The simulation of flutter flight test using forced harmonic motion of control surfaces including inertial coupling effects is conducted at the various conditions. The nonlinear aerodynamic effects are considered using a transonic small disturbance equation. A modal model obtained by a free vibration analysis is used for the structural model. The relations between the computed flutter boundary and the simulation results of the responses using the harmonic motions of control surfaces at various conditions are investigated.
유재한(Yoo Jae-Han),이수용(Lee Soo-Yong) 한국항공우주연구원 2011 항공우주산업기술동향 Vol.9 No.1
항공우주용으로 개발되거나 활용 가능한 상업용 체크 밸브 사례가 조사되었다. 개발 사례로 발사체용, 높은 수명이 요구되는 NASA의 SSME (Space Shuttle Main Engine) 및 지상 지원 시스템 퍼지 라인용과 국내에서 개발된 체크 벨브가 있다. 상용품은 미국 주요 밸브 개발 업체의 제품을 상온용과 극저온용으로 분류하여 조사 하였다. 또한 운용 온도, 운용 압력 및 크래킹 압력과 같은 주요 성능과 관련된 씰의 재질, 스프링 강성과 같은 설계 인자의 관계도 설명되었다. 이러한 단품 성능 이외에 채터 및 오염과 같은 운용상의 문제점과 일반적인 해결 방안도 언급되었다. 또한 기타 주의 사항으로 필터, 피팅과 청정도 요구 조건에 대하여도 조사되었다. Check valves developed for aerospace applications and commercially available for the applications are investigated. The examples include the ones for launch vehicles, SSME (Space Shuttle Main Engine) and GSE (Ground Support Equipment) purges developed by NASA, requiring high reliability, and the ones by KARI. Also the commercial ones for room and cryogenic temperatures by major valve US companies. Relations of design factors such as seal materials and spring rate to principal performances like operating temperature/pressure and cracking pressure are explained. Then potential operational problems such as chatter and contaminations are explained. Also, filters, fittings for end connections and cleanliness requirements for the applications are considered.
큰 가로세로비를 가지는 날개의 대변형 효과를 고려한 비선형 정적 공탄성 해석
유재한(Jae-Han Yoo),임인규(In-Gyu Lim),이인(In Lee) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.3
본 연구에서는 천음속미소교란 및 대변형 보 이론을 이용하여 대변형이 발생되는 가로세로비가 큰 날개의 비선형 정적 공탄성 해석 시스템을 개발하고 검증하였다. 유체/구조간 직접 연계를 위하여 구조 격자에서 유체 격자로의 변위의 변환은 보 유한 요소 모델에 사용된 형상 함수를 유체 격자에서 구조 격자로의 힘의 변환은 일 등가 하중의 개념을 사용하였다. 그리고 이러한 날개의 정적 공탄성 해석 시, 이론적으로 TSD 공기력 사용의 타당성을 보였다. 또한 본 연구에서의 검증은 직접 연계된 공탄성 시스템의 효율적인 힘/변위 변환 기법의 검증을 포함한다. In this study, nonlinear static aeroelastic analysis system for a high-aspect-ratio wing are developed using the transonic small disturbance (TSD) and large deflection beam theory and validated. For the coupling between fluid and structure, the transformation of displacement from the structural mesh to aerodynamic one is performed by the shape function of the beam finite element and the inverse transformation of force by work equivalent load concept. Also, for the static aeroelastic analysis of the wing the use of TSD aerodynamics are justified. The validation of the system includes one of the efficient transformation methods of force and displacement.
액체 로켓 터보 펌프 터빈의 천이 열전달 및 구조 해석
유재한(Jae-Han Yoo),최지훈(Ji-Hoon Choi),이인(In Lee),한재흥(Jae-Hung Han),전성민(Seong-Min Jeon),김진한(Jin-Han Kim) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.3
유한요소법을 이용하여 액체 로켓 엔진 터보 펌프 터빈의 천이 열전달 및 구조 해석이 수행되었다. 해석 모델은 3차원 8절점 등매개변수 솔리드 요소로 구성되었으며, 전체 모델의 1/80만이 해석되었다. 열 스파이크를 포함하는 시동 조건과 정상상태에서의 하중이 고려되었다. 블레이드 면 위의 열전달 계수는 상용 열유동 해석 프로그램인 Fluent를 이용하였다. 개발된 유한 요소 코드를 이용하여 시동 및 정상상태에서 천이 열전달 응답을 구하였다. 또한, 원심력과 열하중이 가해질 때, 최대 응력 및 슈라우드의 변위를 구하였다. Thermal and structural finite element analyses were performed for the turbopump turbine bladed disk model with shroud of a liquid rocket engine. The only 1/80 part model was analyzed which consists of 3D eight node isoparametric solid elements. The applied loading history consists of a startup condition with a thermal spike and a steady state. Heat transfer coefficient on the blade was predicted using the commercial Navier-Stokes solver, Fluent. Transient thermal responses during startup and steady states were calculated using a 3D finite element code developed. Maximum stress and shroud tip displacement under the influence of centrifugal and thermal loading were also determined.
하성업(Seong-up Ha),유재한(Jae-han Yoo),문일윤(Il-yoon Moon),문인상(In-sang Moon) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
산화제 과잉 다단연소 사이클은 우주 발사체용으로 실용화된 케로신/액체산소 로켓엔진 중 가장 높은 효율을 보여주는 사이클이다. 러시아는 RD-170, RD-180, RD-191을 비롯하여 다수의 엔진을 개발하였으며, 현재도 이를 주력으로 사용하고 있다. 미국은 RD-180과 NK-33, NK-43을 러시아로부터 도입하여 Atlas V와 Taurus II를 개발하고 있으며, 특히 RD-180의 경우 미국내 생산을 염두하고 단품 개발을 진행하고 있다. 중국은 차세대 발사체인 장정 5호를 위하여 120톤급 엔진을 개발완료하여 공표하였다. 특히 지상단을 위한 케로신/액체산소 산화제 과잉 다단연소 사이클 엔진 개발은 발사체 선진국의 하나의 경향으로 향후 개발방향을 관심을 가지고 볼 필요가 있다. Oxidizer-rich staged combustion cycle rocket engines show the best efficiency when kerosene and liquid oxygen are used as propellant for space launch vehicles. Russia has developed multiples engines such as RD-170, RD-180, RD-191 and so on, and they are still mainly used for modern Russian launch vehicles. United States imported Russian RD-180 and NK-33, NK-43 engines for their Atlas V and Taurus II rockets, especially they are developing engine components to manufacture RD-180 in American territory. Recently China has announced that they have successfully developed 120 ton engine for Long March 5 rocket. The development of kerosene/LOx oxidizer rich staged combustion engine for ground stages is one of main tendencies of developed countries in space industries, hence it is need to have an interest on their activities.
전성민(Seong Min Jeon),정은환(Eun Hwan Jeong),김진혁(Jin Hyeok Kim),유재한(Jae Han Yoo),문윤완(Yoon Wan Moon),은희광(Hee Kwang Eun),임종민(Jong Min Lim),전종협(Jong Hyub Jeon),정세훈(Se Hoon Jeong),박종연(Jong Youn Park) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.12
발사체 1단 엔진이 연소되어 비행하는 동안 상단 엔진은 각 단의 후방동체에 매달린 탑재물 상태로 비행하게 된다. 이때 상단 엔진은 진동환경에 노출되고 1단 엔진의 연소 종료 및 단 분리 직후 순차적으로 연소가 진행되게 된다. 따라서 엔진 개발 과정에서 진동환경시험과 시험 후 엔진 기밀성 및 정상작동성 검사, 엔진 연소시험 등을 통한 상단 엔진의 인증은 상단 엔진 개발에서 매우 중요한 연구 과제이다. 본 논문에서는 한국형발사체 2단 엔진을 대상으로 수행한 진동환경시험 전반에 대해 간략히 소개하고자 한다. The upper stage engines of the launch vehicle fly as mountings suspended on each rear fuselage during the combustion of the first stage engine. At this time, the upper stage engines will be exposed to the dynamic environments and the combustions will progress shortly after the end of the combustion and separation of the first vehicle. In the development process of the upper stage engines, qualification of the engines through a series of processes such as environmental dynamic tests, leakage test, normal working test and combustion test is important research topic. In this paper, the overall of the environmental dynamic tests conducted on a second stage engine of KSLV-II is briefly introduced.