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조황래(Hwang-Rae Cho),방정석(Jeong-Suk Bang),이병호(Byung-Ho Rhee),이광진(Kwang-Jin Lee),임병직(Byoungjik Lim),한영민(Yeoung-Min Han),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11
액체로켓엔진 연소기의 내벽에 사용하기 위한 니켈/크롬 도금 공정 개발을 수행하였다. 열충격 시험을 통해 니켈 도금 조건을 선별하였고 니켈/크롬 도금이 수행된 축소형 연소기의 연소시험을 통해 도금 층의 내구성 검증을 수행하였다. 시험결과 도금 층의 균열 및 박리는 발견되지 않았고, 이 결과로부터 현재 사용중인 대기 플라즈마 용사된 세라믹 코팅의 대안으로 니켈/크롬 도금을 액체로켓엔진 연소기에 사용할 수 있으리라 사료된다. A Ni/Cr plating process has been developed for applying to inner wall of liquid rocket engine(LRE) thrust chamber. Ni plating conditions were selected through thermal shock test and endurance verification of the plating layers was performed through hot firing test of a subscale thrust chamber with Ni/Cr plating. Test results showed that a crack or separation of the plating layers was not found. Judging from the results, Ni/Cr plating could be applied to LRE thrust chamber as a substitute of air plasma sprayed ceramic coating which is presently being used.
양재준(Jae-jun Yang),방정석(Jeong-Suk Bang),이병호(Byung-Ho Rhee),박태춘(Tae-Choon Park),강영석(Young-Seok Kang) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11
본 논문에서는 항공우주연구원에서 개발중인 1단 저압 축류압축기 성능시험리그의 개발에 대한 내용을 소개하고자 한다. 성능시험리그는 유동 입구부, 동익단, 정익단, 축, 리그 하우징, 베어링 하우징 및 유동 출구부로 구성되어 있다. 로터와 회전축을 단순화하여 회전동역학 해석 결과를 바탕으로 회전축을 설계하고 입?출구 유로의 유동해석을 통해서 시험리그 형상설계를 최적화하였다. In this paper, explain to development of low pressure axial compressor performance test rig in KARI. Performance test rig consist of a entrance section, rotor, stator, shaft, rig housing, bearing housing and exit section. Test rig design structural optimization to rotor dynamics analysis of the simplified rotor-shaft assembly and flow analysis of entrance/exit section.
윤원재(Wonjae Yoon),안규복(Kyubok Ahn),김현웅(Hyun Wung Kim),방정석(Jeong Seok Bang) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5
유동 방향이 서로 반대인 동축 와류형 분사기에 대한 실험적인 연구를 수행했다. 일반적으로 액체로켓엔진에 사용되는 동축 와류형 분사기는 두 분사기가 같은 방향으로 회전하여 그에 따른 두 유체의 상호작용으로 인해 분무특성이 나타나게 된다. 이 연구에서는 서로 반대되는 유동방향이, 분무각과 유량계수와 같은 분무특성에 어떠한 영향을 미치는지 알아보기 위해 역방향 동축 와류형 분사기를 설계, 제작한 뒤 수류실험을 진행했다. 분무각과 유량계수 모두 두 유체가 분사기 내부에서 혼합될 때 유동방향에 따른 영향을 받았다. 두 유체를 함께 분사하는 혼합분사에서, 내부 혼합영역에서 분무각은 O/F비의 증가 따라 크게 감소하였다. 유량계수 역시 O/F비가 증가함에 따라 바깥쪽 분사기의 유량계수가 단일 분사일때의 유량계수보다 감소함을 확인할 수 있었다. 이 결과를 통해 동축 와류형 분사기의 유동방향 역시 분무특성에 큰 영향을 줌을 확인할 수 있었다. An experimental study of bi-counter swirl injector was performed to investigate the spray characteristics such as spray angle and discharge coefficient in this study. Generally bi-swirl injector which is a special type injector for a liquid rocket engine is manufactured co-swirl direction but this study focused on the reverse flow direction of each swirl injectors. Both spray angle and discharge coefficient affected by the interaction of crashed two fluids in tip mixing and internal mixing region. Spray angle was greatly decreased in bi-injection as O/F ratio increase, and discharge coefficient of outer injector decreased by O/F ratio in tip and internal mixing region compared to solo injection. From the results, it was found that fluid direction was affected on the spray characteristics of bi-swirl injector.
신윤철(Shin Yun Cheol),김현웅(Kim Hyun Wung),방정석(Bang Jeong Seok),박종연(Jongyoun Park),김경석(Kim Kyungseok),전성민(Seongmin Jeon) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.12
본 논문은 한국형발사체 75톤 액체 로켓 엔진에 적용되는 고압유연배관 기술 개발에 대해 기술한다. 고압유연배관은 GIMBAL BELLOWS라고도 하며, 연소기 짐벌 방식을 사용하는 한국형 발사체에서 관절의 역할을 하는 기능을 가지고 있다. 75톤 액체 로켓 엔진의 고압배관을 연결하며, 연소기 짐벌 시배관의 기능을 유지하면서 연소기 짐벌을 가능하게 한다. 고압 유연 배관은 1단 엔진과 2단 엔진에서 산화제나 연료를 터보펌프로부터 연소실로 전달하는 고압배관의 구성 품으로서 극저온상태를 견뎌내고, 높은 작동압력 이상을 만족하여야 하며, 연소기 짐벌 시 짐벌 각도의 요구조건을 만족하여야 한다. 본 논문에서는 고압유연배관의 요구 조건을 만족하도록 제작한 기술 개발에 대하여 소개한다. This paper describes the development of high pressure gimbal bellows technology for 75ton liquid rocket engine of Korean launch vehicle. High pressure flexible house is also called GIMBAL BELLOWS, and it acts as a join of Korean Launch vehicle using the combustor gimbal method. The high pressure gimbal bellows enables a combustor gimbal with a 75ton liquid rocket engine maintaining the function of piping when the combustor gimbals behavior. High pressure gimbal bellows is a high pressure piping component that convey oxidizer and fuel from a turbo pump to a combustion chamber in a 1st stage engine and a 2nd stage engine and satisfies a cryogenic condition and high operating pressure. Also, the gimbal angle requirement of the combustor gimbal behavior must be satisfied. In this paper, we introduce the development technology which was manufactured to satisfy the requirements of high pressure gimbal bellows.
분사조건에 따른 동축 와류형 분사기의 유량계수 특성 연구
윤원재(Wonjae Yoon),안규복(Kyubok Ahn),김현웅(Hyun Wung Kim),방정석(Jeong Seok Bang) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5
동축 와류형 분사기는 바깥쪽과 안쪽에 각각 와류형 분사기가 결합되어 있는 특수한 형태의 분사기로 액체로켓엔진을 위해 사용된다. 와류형 분사기의 다양한 분무특성 중 유량계수에 대한 이해는 정확한 유량을 분사해야 하는 로켓 연소실 환경에서 매우 중요하다. 이 연구에서 사용된 분사기는 open-type 분사기가 바깥쪽에, closed-type 분사기가 안쪽에 위치하는 형태를 사용하였고, 분사기의 형상과 분무조건의 변화에 따른 유량계수 특성을 연구하기 위해 5개의 서로 다른 리세스 길이를 가진 동축 와류형 분사기를 사용하였다. 단독분사일 경우 각 분사기의 유량계수는 분사압력이나 O/F 비에 무관하게 일정하였지만 혼합분사일 경우 리세스 길이가 커서 분사기 내부에서 두 유체가 혼합될 경우 바깥쪽 분사기의 유량계수는 O/F 비가 증가함에 따라 감소하였다. Bi-swirl injector which consist of open-type and closed-type swirl injector for outer and inner injector respectively is a special type of injector for a liquid rocket engine. For stable operation of the rocket engine, understanding the spray characteristic especially discharge coefficient is very important. In this study, the discharge coefficient of bi-swirl injector was investigated by the injection condition and recess length. Five bi-swirl injectors which have different recess length were designed and manufactured. Discharge coefficient of each injectors was constant by the pressure drop and O/F ratio in solo injection but discharge coefficient of outer injector was decreased as O/F ratio was increased in internal mixing region.
윤원재(Wonjae Yoon),이봄(Bom Lee),안규복(Kyubok Ahn),김현웅(Hyun Wung Kim),방정석(Jeong Seok Bang) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5
냉각채널은 유체의 유동상태와 채널 단면의 형상에 따라 압력손실에 변화가 생기게 된다. 본 연구에서는 모사 냉각채널을 제작하였고, 모사 냉각채널 내의 압력 손실을 알기 위하여 냉각 채널의 형상과 내부 유동 조건을 변화시켜 연구를 진행하였다. 서로 다른 단면 형상을 가지는 5개의 냉각 채널을 설계하였다. 채널에 곡률이 있는 시편과 없는 시편을 설계하여 커터와 엔드밀로 가공하여 제작하였다. 채널 내의 유속을 변화시켜 채널의 형상에 따른 압력손실을 실험적으로 연구하였다. 실험 결과 직선형 채널에서는 거칠기가 작고, 나선형 채널에서는 곡률이 작을수록 압력손실이 작게 측정됨을 알 수 있었다. Cooling channel cross-sectional shape and inside fluid flow affect pressure loss. The 5 cooling channels were designed to have different cross-sectional features. The cooling channels had straight and spiral curvature, and was manufactured by cutter or end mill. Experimentally, by changing fluid velocity, pressure loss inside the cooling channel was investigated. The result of an experiment showed that the lower roughness and lower curvature caused the low pressure loss in the cooling channels.