스월형 분사기 분무 예측 모델에서의 격자 의존성 연구

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.

한국형발사체 75톤급 엔진 시동특성 해석

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.

누리호 엔진 개발 소개 및 1차 비행시험 결과

문윤완(Yoonwan Moon) 한국추진공학회 2021 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2021 No.11

한국형발사체 엔진 시스템 개발 시험 프로그램 연구

문윤완(Yoonwan Moon),남창호(Chang-Ho Nam) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5

한국형발사체는 75톤급 엔진시스템과 7톤급 엔진시스템을 사용하여 발사체를 구성한다. 1단과 2단에 사용되는 엔진은 75톤급 엔진시스템의 지상용(네 개 묶음)과 고공용을 사용하며 7톤급 엔진시스템은 3단에 사용한다. 이러한 엔진시스템을 시험하기 전 해외의 사례를 통해 적절한 일반적인 개발 시험 방향성을 살펴보았고 구체적으로 Vulcain 엔진과 RS-68 엔진에 대해 살펴보았다. 이를 바탕으로 국내의 개발 상황을 감안하여 국내 개발 엔진시스템의 점진적 개발 방향과 전반적인 개발 시험 프로그램을 수립하였으며, 이는 추후 본격적인 검증 시험 프로그램이 시작되면 보다 능동적으로 개선될 것으로 기대한다. The Korean Satellite Launch Vehicle phase II, KSLV-II, is constructed by using 75tf class and 7tf class liquid rocket engine systems. The clustered four ground versions of 75tf class liquid rocket engine are used in 1st stage of KSLV-II and the high-altitude version of 75tf class liquid rocket engine is used in 2nd stage of it. In the third stage 7tf class liquid rocket engine is installed as upper stage propulsion system. Prior to tests of the KSLV-II engine system the overseas trends of engine system development were analyzed and the test programs of Vulcain engine and RS-68 engine were studied in detail. Considering both the overseas test programs and the domestic status of engine system, the incremental test approach and the overall test program of engine system were established. These test program will be more efficiently and actively improved as main engine system is tested.

30톤급 터보펌프-가스발생기 연계시험에서 예냉 절차 연구

문윤완(Yoonwan Moon),남창호(Chang-Ho Nam),김승한(Seung-Han Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5

30톤급 터보펌프-가스발생기 연계시험에서 예냉 절차에 대해 분석을 수행하였다. 예냉은 극저온 추진제를 사용하는 액체로켓엔진에서는 시험 전 반드시 수행하여야 하는 절차이다. 예냉을 통해 시험기, 특히 극저온 펌프의 온도를 극저온으로 낮춰 펌프의 공동화 현상, 베어링 부의 파손, 기포에 의한 연소 불안정성의 가능성을 사전에 제거한다. 30톤급 터보펌프-가스발생기 연계시험을 통해 수집한 자료를 분석함으로서 한국형발사체 엔진 개발 시험 시 유용한 자료로 사용하고자 연구를 수행하였으며, 각 주요 부위의 온도, 예냉 수행 시간 등을 파악하였다. An analysis of chill-down process was performed for 30 tonf Turbopump-Gas generator coupled tests. The chill-down process must be fulfilled before liquid rocket engine test using cryogenic propellant. Cavitation, damage and/or combustion instability due to bubble of propellant must be eliminated by chill-down process in a test specimen, especially cryogenic pump. The analysis of test data obtained by 30 tonf TP-GG coupled tests was performed in order to be based on the test process of KSLV-Ⅱ liquid propellant rocket engine which will be developed. To macroscopically understand the process of chill-down from the viewpoint of test procedure the temperatures of important part and total time of chill-down process were analyzed.

CFD를 이용한 액체로켓엔진 고고도 모사용 2차목 초음속 디퓨져 특성 해석

문윤완(Yoonwan Moon),이은석(Eun-Seok Lee) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

액체로켓엔진 고고도 모사용 2차목 초음속 디퓨져 설계변수에 따른 특성 고찰

문윤완(Yoonwan Moon),이은석(Eun-Seok Lee) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

터보펌프 조립체―가스발생기 연계 폐회로 시험에서의 시동특성 분석

문윤완(Yoonwan Moon),김승한(Seung-Han Kim),설우석(Woo-Seok Seol) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.11

본 연구에서는 터보펌프 조립체―가스발생기 연계시험 중 폐회로 시험에 대한 시동 특성을 분석하였고 수치적으로 해석하였다. 시험에서 터빈의 시동은 수소 기체로 수행하였고 구동은 가스발생기에서 연소로 발생하는 연소 기체로 작동하였다. 그에 따른 가스발생기 점화 및 연소압의 발달을 살펴보았고 해석도 동일한 조건으로 수행하여 결과를 비교하였다. 회전수의 발달 특성은 시험과 잘 일치하는 것을 볼 수 있었고 가스발생기 연소압 발달 특성의 경우 정성적으로 일치하는 것을 볼 수 있었다. This study fulfilled analysis of startup characteristics of Turbo pump unit―Gas generator closed loop test from the viewpoint of simulation. The test results were investigated and the calculated results were compared to test results. The curve for RPM developing predicted by simulation agreed well with test result. The slope of transient combustion pressure of gas generator correspond with test result.

한국형발사체 액체로켓엔진 개발 현황 - 7톤급 및 75톤급 엔진

문윤완(Yoonwan Moon),남창호(Chang-Ho Nam),박순영(Soon-Young Park),김진한(Jinhan Kim),고정환(Jeonghwan Ko) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5

한국형발사체는 1, 2단에 75톤급 액체로켓엔진의 지상용과 고공용 모델이 각각 장착되고 3단에는 7톤급 엔진이 장착된다. 2018년 TLV 발사 성공에 따라 75톤급 엔진의 지상용 모델은 강건성이 입증되었고, 연소기의 확대 노즐을 제외한 동일한 구성품으로 이뤄진 2단용 엔진은 2019년 연말까지 엔진 인증 시험을 수행할 예정이다. 7톤급의 3단용 엔진은 각 구성품의 특성을 파악하기 위해 지상 시험용 모델을 주로 제작하고 시험하였고 결과를 바탕으로 설계 수정을 진행하여 2019년부터 2020년 상반기까지 실제 비행용 모델과 동일한 고공용 엔진의 검증 시험과 엔진 인증 시험을 수행할 예정이다. The ground and altitude models of 75 tonf class LRE are installed in the first stage and second stage of KSLV-II. Also in the third stage of KSLV-II 7 tonf class LRE is assembled. The robustness of 75 tonf LRE was proved in accordance with successful launching of TLV in 2018. The LRE of the second stage which is commonly used components of 1<SUP>st</SUP> stage LRE will be qualified by test until the end of 2019. Until now, the ground model of 7 tonf LRE was mainly tested to investigate the characteristics of newly developed small engine. Through the analysis of 7 tonf LRE test results the modified engine design of 7 tonf LRE is applied to the altitude model which is idnetical with a flight model. Then the altitude model of 7 tonf LRE will be verified and qualified from 2019 to the first half of 2020.