충격파 터널의 정상 유동 유지 시간 계산 및 연장을 위한 연구

김근영(Keun Young Kim),양성모(Sungmo Yang),장원근(Won Keun Chang),진상욱(Sangwook Jin),최호진(Hojin Choi),변종렬(Jongryul Byun),황기영(Kiyoung Hwang),박기수(Gisu Park) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12

충격파 터널은 다른 지상시험장비에 비해 적은 경비로 쉽게 고엔탈피 환경을 모의할 수 있다는 장점을 가지지만 정상 유동 유지 시간이 수 ms로 짧다는 단점을 가지고 있다. 이에 본 연구진은 정상 유동 유지 시간을 늘리는 방안을 모색하였고 충격파관의 고압관과 저압관 길이 대비에 따른 정상 유동 유지 시간의 변화를 확인하고자 본 연구를 수행하였다. 실험에 앞서 1차원 해석 프로그램으로 충격파관 내의 유동 압력을 계산하여 충격파관 길이 대비에 따른 정상 유동 유지 시간 변화 양상을 확인하였다. 그리고 이를 바탕으로 충격파관 내의 실제 압력 측정 실험을 수행하였다. 본 논문에서는 충격파 터널의 정상 유동 시간 연장에 관한 결과를 비교 및 정리하여 수록하였다. Shock tunnels have the advantage that they can easily simulate high enthalpy condition with less cost compared to other ground test equipment, but they have a disadvantage that the steady flow holding time is short as several milliseconds. In this study, we tried to increase the steady flow holding time and investigated the variation of the steady flow holding time according to the contrast of the driver tube and the driven pipe of the shock tube. Before the experiment, the flow pressure in the shock tube was calculated by the one - dimensional analysis program, and the variation of the steady flow holding time according to the length of the shock tube was confirmed. Based on this, the actual pressure measurement experiment in the shock tube was performed. In this paper, we compare and summarize the results of the extension of the steady flow time of the shock tunnel.

충격파 터널을 이용한 고속추진기관 시험 연구

박기수,변종렬,최호진,진유인,박철,황기영 한국추진공학회 2014 한국추진공학회지 Vol.18 No.5

충격파 터널은 초음속 및 극초음속 비행조건의 유동장을 지상에서 가장 유사하게 모사할 수 있는 시험설비로서, 거의 반세기 동안 전 세계적으로 유용하게 운용되고 있다. 국내의 극초음속 비행체에 대한많은 관심의 결과로 충격파 시험장치에 대해 주목하고 있으며, 최근에 KAIST에서는 중간 크기의 충격파 터널을 갖추게 되었다. 본 논문은 개발된 충격파 터널의 성능과 최근 수행된 모델 스크램제트 시험자료를 제시하고 있다. 본 연구에서 모사된 자유흐름 유동조건은 마하수 5.7 비행속도에 해당하며, 이러한 비행조건에서 스크램제트의 초음속 연소기내에 유동 환경을 모사하였다. Shock tunnels are known to be capable of simulating flow-field environments of supersonic andhypersonic flights. They have been operated successfully world-wide for almost half a century. As aconsequence of the strong interest in hypersonic vehicles in Korea, attention has been given on thistype of facility and so an intermediate-sized shock tunnel has lately been built at KAIST. In the lightof this, this paper presents our tunnel performance and some of the model scramjet test data. Thefreestream flow used in this work replicates a supersonic combustor environment for a Mach 5.7 flightspeed.

충격파 시험 장치를 이용한 스크램제트 엔진 시험의 기술적 난제와 해결방안

양성모(Sungmo Yang),장원근(Won Keun Chang),김근영(Keun Young Kim),진상욱(Sangwook Jin),최호진(Hojin Choi),변종렬(Jongryul Byun),황기영(Kiyoung Hwang),박기수(Gisu Park) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12

스크램제트 엔진 개발을 위한 극초음속 유동 모의 시험을 수행하였다. 극초음속 유동장을 모사하기 위해서는 마하수, 레이놀즈수, 전온도 등을 모의할 수 있어야한다. 공기가열히터와 불어내기식 풍동 시설에서도 극초음속 유동의 마하수, 레이놀즈수, 전온도를 만족시킬 수 있으나 설비 구축과 운용에 많은 비용이 필요하여 대학수준에서는 현실적으로 운용이 불가능하다. 이러한 이유로 극초음속 환경 모사를 보다 적은 경비로 쉽고 빠르게 모사할 수 있는 시설인 충격파관이나 충격파관에 노즐을 부착시킨 구조의 충격파 터널이 범용적으로 널리 사용되고 있는 실정이다. KAIST 충격파 터널을 이용하여 스크램제트 엔진 연소 시험을 수행하였다. 그 과정에서 발생한 유동의 질식 현상, 격막 파편에 의한 유동장 교란, 다중분사 시스템, 노즐에 의한 불필요 충격파, 짧은 정상유동 시간 다섯 가지 문제점과 그 해결책을 정리하였다. This experiment was performed to simulate hypersonic flow condition that high speed flying scramjet encountered. To simulate the hypersonic flow field, it is necessary to be able to simulate Mach number, Reynolds number and total temperature. Vitiated air heater and blowing type wind tunnel facilities can satisfy these condition, however theses facilities are not practical in the university level because of large cost for construction and operation. For this reason, shock tube and shock tunnel, nozzle attached to shock tube, which is a facility that can simulate hypersonic condition with less expense, can be widely used. The purpose of this study is to investigate the difficulties and solution to the scramjet experiment using shock tunnel.

마하 7 극초음속 충격파 터널에서 항력 감소를 위한 플라즈마 제트 발생 장치 연구

이재청(Jae Cheong Lee),이유석(Yu Seok Lee),이형진(Hyoung Jin Lee),허환일(Hwanil Huh) 대한기계학회 2020 大韓機械學會論文集B Vol.44 No.11

초음속/극초음속 비행체의 선두부에서 발생하는 충격파에 의한 항력을 줄이기 위해 역분사 유동에 대한 연구가 시도되고 있다. 본 연구에서는 플라즈마 제트를 분사하기 위해 DC 플라즈마 발생 장치를 제작하고 기초 실험을 수행했다. 고속 유동은 마하 7 극초음속 충격파 터널에서 모사되며, 해당 유동 조건에서 플라즈마가 방전될 수 있는 요구 조건을 분석했다. 질소, 아르곤, 헬륨 가스를 이용한 방전성능 시험을 거쳐 마하 7 극초음속 충격파 터널에서 질소 플라즈마 제트를 분사하여 실험하였다. 실험결과, 마하수 7 극초음속 유동에서 분사 전압력에 따라 플라즈마 역분사 제트가 분사됨을 확인했다. Counterflow jets have been used in an attempt to reduce the drag caused by the shock wave in front of a supersonic/hypersonic vehicle. In this study, a direct-current plasma generator was designed and fabricated to inject plasma jets and fundamental experiments were performed. To simulate high-speed flow, a Mach 7 hypersonic shock tunnel was used and the requirements for plasma discharge under high-speed flow conditions were analyzed. After discharge performance tests using N₂, Ar, and He gas, the N₂ plasma jets were injected and tested in the Mach 7 hypersonic shock tunnel. The results show that counterflow plasma jets were injected according to injection pressures in Mach 7 hypersonic flow.

충격파 시험 장비의 시험 시간 연장을 위한 고압관 맞춤 기술 적용

김근영(Keunyeong Kim),박기수(Gisu Park) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.12

본 연구는 충격파 시험 장비의 시험 시간 연장을 위한 고압관 맞춤 기술을 요약하고 해당 기술을 본 연구실에서 보유 중인 충격파 터널에 적용한 실험 결과를 정리하였다. 충격파 관 벽면 정압, 충격파 관끝단 정압, 그리고 노즐 출구 피토 압력 측정을 실시하였다. This study summarizes the driver gas tailoring technique for the elongation of the test time of an impulse facility and describes the experimental results after application of the technique to the shock tunnel. The static pressure at the side wall and at the end wall of the shock tube, and the pitot pressure at nozzle exit were measured.

충격파 터널에서의 응력파 힘 평형기를 이용한 항력 측정

김근영(Keunyeong Kim),장병국(Byungkook Jang),박상하(Sangha Park),박기수(Gisu Park) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.11

충격파 터널에서의 항력 측정을 위하여 힘 평형기를 디자인하고 개발 및 적용하였다. 수 미리 초 수준의 시험 시간을 가지는 충격파 터널에서의 항력을 측정하기 위하여 응력파 힘 평형기(stress wave force balance) 기법을 적용하였다. 힘 평형기 교정을 위하여 임팩트 해머를 이용한 충격 하중 교정을 실시하였다. 원뿔형의 시험 모델을 이용하여 마하 6 유동에서의 항력 계수를 확인하였다. An external force balance for a shock tunnel was designed, calibrated and tested to measure aerodynamic drag. To measure the drag using a shock tunnel, which has a test time in order of milliseconds, stress wave force balance technique was considered. The drag coefficient of a simple cone body in a Mach 6 test flow was obtained.

High Speed Propulsion System Test Research Using a Shock Tunnel

Gisu Park(박기수),Jongryul Byun(변종렬),Hojin Choi(최호진),Yuin Jin(진유인),Chul Park(박철),Kiyoung Hwang(황기영) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회지 Vol.18 No.5

Shock tunnels are known to be capable of simulating flow-field environments of supersonic and hypersonic flights. They have been operated successfully world-wide for almost half a century. As a consequence of the strong interest in hypersonic vehicles in Korea, attention has been given on this type of facility and so an intermediate-sized shock tunnel has lately been built at KAIST. In the light of this, this paper presents our tunnel performance and some of the model scramjet test data. The freestream flow used in this work replicates a supersonic combustor environment for a Mach 5.7 flight speed.

충격파 풍동의 극초음속 노즐 설계를 위한 Quasi 1D 비평형 해석 및 검증

김세환(Seihwan Kim),이형진(Hyoung Jin Lee) 한국항공우주학회 2018 韓國航空宇宙學會誌 Vol.46 No.8

고속 고온 유동에서 나타나는 고온 기체 현상을 모사하기 위해서는 마하수뿐 아니라 절대속도도 재현할 수 있어야 한다. 이러한 유동을 초음속 유동과 구분하여 극고속 유동이라 부르며, 충격파 터널과 같은 고엔탈피 시험 장치를 통해 연구가 이루어지고 있다. 그러나 이러한 고엔탈피 시험 장비는 높은 온도와 압력 때문에 노즐에서 열화학적 비평형 현상을 경험하게 되며 기존의 이론적 방법으로 그 실험 조건을 규정하기 어렵다. 이에 본 연구에서는 알려진 비평형 노즐 코드의 단점들을 보완하고 충격파 터널의 운용 조건에서 시험부 유동 특성을 빠르게 예측하기 위하여 열화학적 비평형을 고려한 준 1차원 노즐 해석 코드를 개발하였다. 개발된 코드는 시험 결과 및 2차원 축대칭 해석 결과와 비교를 통하여 충격파 풍동 시험부 유동 조건 예측을 위한 활용성 및 한계를 살펴보았다. It is necessary to resolve the absolute velocity as well as Mach number to reflect the high temperature effect in high speed flow. So this region is classified as high enthalpy flows distinguished from high speed flows. Many facilities, such as arc-jet, shock tunnel, etc. has been used to obtain the high enthalpy flows at the ground level. However, it is difficult to define the exact test condition in this type of facilities, because some chemical reactions and energy transfer take place during the experiments. In the present study, a quasi 1D code considering the thermochemical non-equilibrium effect is developed to effectively estimate the test condition of a shock tunnel. Results show that the code gives reasonable solution compared with the results from the known experiments and 2D axisymmetric simulations.

충격파 터널을 이용한 스크램제트 실험 기술

양성모(Sungmo Yang),김근영(Keunyeong Kim),장원근(Eric Won Keun Chang),진상욱(Sangwook Jin),박기수(Gisu Park) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회지 Vol.22 No.5

This paper summarizes the technical difficulties pertaining the double-compression ramp scramjet inlet model testing in a shock tunnel and their corresponding solutions. Four technical difficulties are identified: 1) test facility unstart, 2) flow disturbance and model damage due to the impact of diaphragm debris, 3) lack of fuel jet development due to multiple injection, and 4) short test time. After overcoming the identified technical difficulties, the improved results were confirmed through the results of shadowgraph images and shock tube end wall pressure.

충격파 터널을 이용한 세라믹 판의 파괴 특성

김경주(Kyoung Joo Kim),김재훈(Jae Hoon Kim),이영신(Young Shin Lee),박종호(Jong Ho Park),송기혁(kee Hyeuk Song),구송회(Song Hoe Koo),문순일(Soon Il Moon) 대한기계학회 2007 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2007 No.10

This study is to evaluate fracture pressure and characteristics using ceramics for Dome port cover. Dome port cover has an important role in separation of solid and liquid fuel at rocket. It notices that the port cover which is ceramic material is required to properties of thermal-resistance, high thermal-strength for applying high temperature circumstance. Moreover, Particles of the cover which has to be fractured by ending combustion must not affect structure of combustion chamber with damage. By basic study of cover design we test mechanical properties and fracture toughness of selected ceramics for material properties. In the second place, we test the shape of plate and dome by the shape of structure, evaluated sizes and movements of fragments. This experiment presents shock-fracture of dome port cover using shock tube by means of basic study of design of dome port cover. The results which studies on fracture properties of ceramic are used for basic data of developments and structure designs.