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문윤완(Yoonwan Moon),설우석(Woo-Seok Seol),윤영빈(Youngbin Yoon) 대한기계학회 2010 大韓機械學會論文集B Vol.34 No.9
본 연구에서는 개선된 액막 분열 모델을 개발하였고 그에 따른 계산격자 의존성을 고찰하였다. 액막 및 액적 추적을 위해 라그랑지-오일러 액적 추적 모델을 사용하였기 때문에 계산격자의 크기에 한계가 있으므로 매우 작은 격자를 사용하는데 제약을 받는다. 또한 유동장내로의 분사기의 액막 주입 시선회유동이 존재하므로 선회 유동을 정확히 예측하기 위해서는 계산격자가 충분히 작아야 한다. 이러한 상반된 조건으로부터 두 목적을 달성하기 위해 10×10㎜부터 0.625×0.625㎜까지 다양한 계산격자를 구성하여 수치적 고찰을 수행하였고 가장 효율적인 격자의 크기는 1.25×1.25㎜인 것을 알 수 있었다. An improved spray model of a pressure-swirl atomizer was developed and the grid dependency of the model was investigated. Since the Lagrangian-Eulerian approach was adopted for tracking droplets, very small grids could not be used. However, in order to detect swirl flow accurately, small grids were needed because of the consideration of swirl injection. In order to overcome these limitations, numerical studies were performed by using various grids with cell sizes ranging from 10.0 × 10 ㎜ to 0.625 × 0.625 ㎜. From these calculated results, it was observed that the most efficient grid cell size was 1.25 × 1.25 ㎜.
30톤급 액체엔진 TP-GG-CC 연계시험에서 시동특성예측
문윤완(Yoonwan Moon),김승한(Seung-Han Kim),김철웅(Chul-Woong Kim),설우석(Woo-Seok Seol) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11
본 연구는 30톤급 액체로켓엔진의 TP-GG-CC의 시동특성에 관한 연구로써, 기수행한 TP-GG 연계시험의 결과 및 예측에 바탕을 두고 있다. CC가 장착됨에 따라 주밸브의 개방시간을 결정하여야 하며 그에따라 시동특성을 살펴보았고, 다양한 밸브 개방시간을 적용하여 적절한 결과를 얻을 수 있었다. This study for prediction of startup characteristics for 30 tonf liquid rocket engine TP-GG-CC coupled test was performed on the basis of the previous TP-GG test and prediction results. For determining the valve sequence the startup analysis was performed by the specified program for several main valve time and the adequate valve sequence for startup could be obtained.
문윤완(Yoonwan Moon),남창호(Chang-Ho Nam),정은환(Eunhwan Jung),김진한(Jinhan Kim) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5
한국항공우주연구원은 한국형발사체개발을 위해 1, 2단에 사용할 75톤급 액체로켓엔진과 3단에 사용할 7톤급 액체로켓엔진을 개발하고 있다. 75톤급 액체로켓엔진은 2015년부터 개발용 엔진 1호기 조립을 시작으로 설계, 제작, 조립 및 시험을 수행하여 설계 보완을 통한 2018년 3월 현재 기준으로 5기의 개발용 엔진과 2기의 발사체 체계용 엔진 등 총 7기의 지상용 엔진에 대한 시험을 성공적으로 수행하였다. 이에 현재까지의 75톤 지상용 엔진의 개발 현황을 요약하였다. The Korea Aerospace Research Institute is developing a 75 ton liquid rocket engine for the first and second stage and a 7 ton liquid rocket engine for the third stage to be used develop the KSLV-II. The 75 ton liquid rocket engine has been designed, manufactured, assembled, and tested starting 2015 with the first development engine assembled. As of March 2018, it successfully conducted five ground rocket engines for development, and two for launch vehicle system through modifying design. Thus, it summarized the development of 75 ton ground liquid rocket engine so far.
문윤완(Yoonwan Moon),박순영(Soon-Young Park),정은환(Eunhwan Jung) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5
발사체에 사용되는 액체로켓엔진을 개발할 때, 엔진의 작동성을 검증하기 위해서는 엔진 시동 과정을 결정하여야 한다. 엔진을 구성하는 각 구성품의 경우, 수류시험, 상사시험 등의 사전 시험을 통해 정상상태에서의 유동학적 특성을 파악하여 본 시험을 수행할 수 있다. 하지만 구성품의 조립체인 엔진의 경우, 구성품에서는 겪을 수 없는 천이조건에서 작동하여야 하므로 구성품의 시험 결과만으로는 엔진의 천이구간 특성을 예측하기는 매우 어렵다. 따라서 새롭게 설계된 엔진은 초기 시동 과정이 문제를 발생시키는 경우가 많다. 이러한 구성품과 엔진의 운영 조건에서의 간극을 최소화하기 위해 엔진의 천이구간을 파악할 수 있는 수학적 모델이 필요하며, 본 연구에서는 엔진시스템 측면에서 각 구성품을 모델링하여 개발하고 있는 한국형발사체 75톤급 액체로켓엔진의 초기 시동 시의 거동에 대해 예측하였다. When a liquid rocket engine is developed, a procedure of startup must be determined to validate the operability of LRE at first. In cases of LRE components the steady state flow characteristics of components can be understood by pre-test such as similarity test, hydraulic test etc. before main operation test. However, in case of a LRE as assembly of components, LRE must be experienced relative long transient state because inner pressure of temperature of LRE combustor should be operated from ≤1 bar, ≤298 K to high combustion pressure and temperature. Therefore it is very difficult to predict transient characteristics of LRE because the components have never been experienced during a component test. In order to minimize a gap of operation condition between LRE and components tests it is necessary to develop a mathematical model of LRE for understanding transient characteristics of LRE. From the viewpoint of LRE system, components and system were mathematically modeled, the strartup behavior of KSLV-II 75 tonf LRE, one of transient characteristics, were predicted.
문윤완(Yoonwan Moon),남창호(Chang-Ho Nam),정용현(Yong-Hyun Chung),정은환(Eunhwan Jung) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11
발사체에 사용하는 액체로켓엔진을 처음 개발할 때, 설계, 제작, 엔진시스템 조립, 엔진시스템 시험 등 모든 부분에서 계획이 필요하다. 그중 엔진시스템의 시험 분야는, 연소 시 고온, 고압으로 상승하는 엔진시스템 특성상, 개발 시험 계획이 잘못되면 폭발로 이어질 수 있고 이는 경제적 손실, 일정 지연, 및 자원의 소실로 이어져 발사체 개발에 상당한 차질을 빚을 수 있다. 따라서 엔진시스템 개발에 대한 시험 프로그램에 대한 연구는 매우 중요하며, 이를 세울 때 주요 관심사항과 그에 따른 목적과 연관된 유효 척도 및 달성 여부를 판단할 성능 척도에 대해 심도 있게 고찰하는 것이 필요하다. 처음 개발하는 한국형발사체 액체로켓엔진 시스템을 성공적으로 개발하기 위한 시험 프로그램의 개괄을 소개하였고, 그에 따라 시험 종류 및 목적을 포괄적으로 설명하였다. When a liquid rocket engine is newly developed, the logical plans are necessary for every field, i.e., design, manufacturing, system integration and test of engine system etc. Test field of engine system results in explosion of system due to the characteristics of engine system if test program is not properly planned. Failure of test, especially explosion of engine will lead to economical loss, delay of development program, loss of resource, which will seriously affect development of launcher vehicle. Therefore it is important to research test program for development of engine system. When the test program is developed it is necessary to investigate main concerning and test object related to measure of effectiveness and measure of performance. The test program for successful development of a new KSLV-II LRE was introduced and kinds of test and object related to the test program were comprehensively explained.