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- 저자 : 신민규(Minkyu Shin) (검색결과 52 건)
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신민규,고한석,Shin, Minkyu,Ko, Hanseok 한국음향학회 2014 한국음향학회지 Vol.33 No.1
본 논문은 비정상 (nonstationary)특성을 가지는 잡음환경에서 마이크간 전달함수 비 (RTF, Relative Transfer Function) 추정 알고리즘을 제안한다. 음성을 이용한 다양한 기기에 다중 마이크를 이용한 잡음제거 기술은 널리 사용되며, 이때 각 마이크간의 입력 신호 사이의 관계는 필수적으로 추정되어야 한다. 본 논문에서는 기존의 OM-LSA(Optimally-Modified Log-Spectral Amplitude)기반의 추정 방식에 CASA (Computational Auditory Scene Analysis)를 접목시킨 방식을 제안한다. 제안한 방법의 성능 검증을 위하여 비정상 백색 잡음 (nonstationary white Gaussian noise) 환경에서 10명 화자 발음을 이용한 마이크간 전달함수 비 추정 성능 평가 실험을 수행하였다. 잡음 신호가 초당 8dB 증감하는 환경에서 SBF (Signal Blocking Factor)가 평균 2.65dB 개선됨을 확인하였다.
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신민규(Minkyu Shin),신동해(Donghae Shin),오정화(Jeonghwa Oh),진솔(Sol Jin),고영성(Youngsung Ko),소윤석(Younseok So) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5
본 연구에서는 축소형 산화제과잉 예연소기의 운용을 위하여 토치점화기를 이용한 연소실험을 수행하였다. 초기 점화구간에 안정적인 점화를 위하여 산화제의 유량을 67%만 공급하였다. O/F 60, 연소압력 5 bar에서는 토치점화기가 꺼진 후 불안정한 연소를 보였으며, 설계조건인 O/F 60, 연소압 60 bar에서는 안정적인 연소가 되었다. 추후 유동안정화를 통한 연소온도를 확인하여 목표 온도에 구현되는지 실험할 예정이다. In this study, Combustion Test was carried out using a Torch Igniter for operation of a Oxidizer rich pre-burner. Only 67% of the Oxidizer wass supplied for stable ignition in the Initial ignition section. at O/F 60, Combustion Pressure 5bar, combustion was unstable after the torch igniter was switched off. It was stable Combustion at the design Condition O/F 60, Combustion Pressure 60 bar. Later, It is necessary to confirm whether the combustion temperature through the flow stabilizer is realized at the target temperature.
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신민규(Minkyu Shin),오정화(Jeonghwa Oh),김태국(Taekuk Kim),유이상(Isang Yu),고영성(Youngsung Ko) 대한기계학회 2021 大韓機械學會論文集B Vol.45 No.12
본 연구에서는 초음속 디퓨저와 이젝터로 구성된 고공 환경 모사 설비의 설계 과정과 평가 시험에 대해서 서술하였다. 먼저 설계된 고공 환경 모사 실험 설비를 1/5.6로 scale down하여 축소형 상온실험을 통하여 작동 특성을 파악하였다. 실물형 설비에서 액체로켓엔진을 사용하여 연소 실험을 통해 목표 조건을 달성하였다. 이를 통해 디퓨저와 이젝터를 사용한 고공 환경 모사 장치에 대한 설계를 검증하였으며 작동 특성, 운용방법을 획득하였다. 최종적으로 고도 약 23 km 수준의 진공 압력 33.6 mbar로 목표조건을 성공적으로 달성하였다. In order to evaluate the performance of a rocket engine on the ground, studies in a high-altitude simulation test facility are required. This paper elaborates upon the design process and evaluation of a high-altitude environment simulation facility comprising a supersonic diffuser and an ejector. The high-altitude simulation test setup was scaled down to 1/5.6 and its operating characteristics were identified through a cold flow test. Then, the target condition was achieved in a full-scale hot-flow experimental study of a liquid rocket engine. Subsequently, the performance of the proposed high-altitude simulation test system was evaluated along with its operating characteristics and techniques. The target vacuum pressure attained herein was 33.6 mbar, which approximates an altitude of 23 km.
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추진제 유량 제어를 위한 면적 가변형 Cavitation venturi 유량 특성 예비해석
신민규(Minkyu Shin),신동해(Donghae Shin),승아현(Ahyun Seung),박상수(Sangsoo Park),진솔(Jin Sol),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5
본 연구에서는 액체 로켓 엔진의 추력 조절을 위하여 추진제 유량 제어용 캐비테이션 벤츄리를 설계하였다. 설계한 벤츄리에 대하여 벤츄리 핀틀 스트로크(h)에 따라 유량특성을 수치해석을 통하여 확인하였다. 해석결과 설계된 벤츄리는 유량계수가 일정하며 추진제가 선형적으로 제어될 수 있음을 확인하였다. 핀틀 개도에 따라서 캐비테이션이 발생하는 벤츄리 전 후단 압력 비(P₁/P₂)는 h=1 mm일 경우 최소값으로 0.7이며 h=5 mm일 때 최대값 0.775임을 확인하였으며 벤츄리의 안정적인 작동 영역은 0.7미만인 것을 확인하였다. In this study, a cavitation venturi for controlling the propellant flow rate was designed to control thrust of a liquid rocket engine. The flow characteristics of the designed venturi were confirmed by numerical analysis according to the venturi pintle opening. The analytical results show that the designed venturi has a relatively constant discharge coeffiecient and the propellant can be controlled linearly. According to the pintle opening, the venturi upstream and downstream pressure ratios at which the cavitation occurs are less than 0.7 at h = 1 mm and less than 0.775 at h = 5 mm, and the stable operating range of Venturi is less than 0.7.
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