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유이상,신동해,오정화,신민규,이희준,고영성 대한기계학회 2019 大韓機械學會論文集B Vol.43 No.5
In this study, we designed, constructed, and operated an experimental facility to realize the inlet conditions to evaluate a turbine exhaust heat exchanger of a space launch vehicle. The entire facility consists of a steam generator for high-temperature fluid simulation and a flow stabilizer to ensure uniform flow. The inlet conditions at the target heat exchanger are a pressure of 0.22 MPa and a temperature of 773 K. For a 10-s combustion test at a pressure of 0.22 MPa, the resulting temperature was 850 K. The pressure was measured with 7 % error, and the temperature was uniformly realized at about 10 % higher than the target temperature. Based on this, it is expected that performance tests of the pressurized heat exchanger will be conducted in the future. 본 연구에서는 우주발사체의 터빈 배기구 후단에 적용되는 열교환기의 성능 평가를 위하여 열교환기의 입구조건을 구현하는 실험 설비를 설계, 구축, 운용하였다. 실험 설비는 고온 유체 모사를 위한 증기발생기와 균일한 유동 확보를 위한 유동안정화 파트로 구성되어 있으며, 유동안정화 파트 후단에서 열교환기 입구조건인 압력 0.22 MPa, 온도 773 K 구현을 목표로 설계하였다. 10초 연소 실험 결과 압력 0.235 MPa 최종 온도 850 K으로, 압력은 목표 압력 대비 7% 오차 수준으로 형성되었으며, 온도는 목표 온도 대비 오차 수준 10%로 구현하였음을 확인하였다. 향후 이를 바탕으로 가압제 열교환기 성능 실험을 진행할 것으로 기대된다.
Development and Verification Test of a Bi-propellant Thruster Using Hydrogen Peroxide and Kerosene
유이상,김태완,고영성,전준수,김선진 한국항공우주학회 2017 International Journal of Aeronautical and Space Sc Vol.18 No.2
This paper describes development procedure and verification test results of a bi-propellant thruster using hydrogen peroxide and kerosene. The design thrust of the thruster is about 500 N and six swirl type coaxial injectors were used. The passage type manifolds were employed for the injector head to reduce the response time. The passage was designed to minimize stagnation points and recirculation region to ensure uniform flow distribution and sufficient cooling performance through flow analysis using Fluent. A catalytic igniter using hydrogen peroxide was installed at the center of the injector head. The propellant feeding and spray characteristics were confirmed by hydraulic tests. Combustion tests were performed on design and off-design points to analyze combustion characteristics under various mixture ratio conditions. The combustion test results show that combustion efficiency was over 95 % and chamber pressure fluctuation were less than 1.5 % under all test conditions.
이젝터를 이용한 고공환경 시험 리그 구축 및 성능 시험
유이상(Isang Yu),김태완(Taewoan Kim),우희찬(Heechan Woo),연해인(Haein Yeon),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
고공환경을 모사하기 위하여 이젝터와 열진공 챔버를 설계 제작하여 성능 시험을 수행하였다. 고공환경의 압력 조건을 충족시킬 수 있도록 이젝터를 사용하여 연소가스를 모사할 수 있는 부유동이 공급되는 상태에서 이젝터의 성능을 확인하였다. 또한 고공환경의 저온 환경 구현을 위해서 열진공챔버를 설계/제작하여 성능 시험을 수행하였다. 열진공챔버는 직경 1미터, 1m의 깊이로 제작되었으며 저온환경을 구현할 수 있도록 챔버 내부에 열교환기를 설치하였다. 열진공챔버 주위에는 9개의 온도센서와 7개의 압력센서를 위치하여 온도와 압력을 계측하였다. Performance test and construction of a high altitude simulating system which consisted of a thermal vacuum chamber and an ejector were conducted. A high altitude pressure condition was simulated by the ejector with secondary flow rate to simulate a combustion gas. In addition, the thermal vacuum chamber was designed with a heat exchanger to simulate low temperature of a high altitude. It’s diameter and depth were 1m respectively and the heat exchanger was installed in the chamber. The temperature and pressure of the thermal vacuum chamber were measured by 9 temperature and 7 pressure sensors.
Rectangular slot 형상의 핀틀 인젝터 로켓엔진에서 형상 및 운동량비 변화에 따른 연소 성능
유이상(Isang Yu),김태완(Taewan Kim),류호빈(Hobin Ryu),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim),박부민(Poomin Park) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11
본 연구에서는 케로신과 액체산소를 추진제로 사용하는 사각형 slot의 형상을 가지는 고정형 핀틀 인젝터를 적용한 연소실압력 10 bara, 진공추력 1000 N 액체로켓엔진의 연소시험을 수행하였다. 이를 통해 주요 설계 변수인 포스트 오리피스 형상 및 운동량비의 변화에 따른 연소성능에 관한 연구를 수행하였다. 설계 TMR=1에서는 BF가 1에 가까울수록 연소성능이 증가함을 확인하였으며 설계 TMR=2에서의 연소성능은 BF보다 TMR의 영향이 더 큰 것으로 판단하였다. In this study, combustion tests were performed by liquid rocket engine of chamber pressure(10bar) and vacuum thrust (1000N) with pintle injectors of rectangular slot shape using kerosene and liquid oxygen. Combustion performance was investigated by combustion tests for the effect of various post orifice shape and design total momentum ratios(TMR). In cases of design TMR=1, the combustion performance was increased when blockage factor(BF) is approximately 1. Also, TMR is more effective than BF in cases of design TMR=2.
유이상(Isang Yu),신동해(Donghae Shin),신민규(Minkyu Shin),이희준(Heejun Lee),고영성(Youngsung Ko),신동순(Dongsun Shin) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5
본 연구에서는 터빈배기부의 열교환기 입구 환경을 모사하기 위한 연소기 튜닝 작업을 진행하고 열교환기에 대한 예비 성능 평가시험을 수행하였다. 열교환기 입구 환경모사를 위한 예비 연소시험을 수행한 결과, 연소시험 초기에는 목표 온도 773 K를 구현하지 못 하였으며, 그 이유는 연소 효율을 고려하지 못하여 나타나는 현상으로 확인하였다. 이에 연소 효율을 고려하여 운용 조건을 재조정하였고 그 결과, 목표 온도 773 K를 구현 할 수 있었다. 이후 열교환기를 결합하여 열교환기 성능평가를 위한 예비시험을 수행한 결과, 약 723 K로 가스 질소의 온도가 상승하였지만 여전히 연소 종료 시점 직전까지 온도 상승률이 높은 것을 확인하였다. 이에 충분한 열교환이 이루어 질 수 있는 시간을 확보하여 추후 연소 시험을 수행할 예정이다. In this study, tuning of the combustor to simulate the inlet environment of the heat exchanger of the turbine exhaust was carried out and the preliminary performance evaluation test of the heat exchanger was carried out. As a result of the preliminary combustion test for the inlet environment simulation, the target temperature of 773 K was not realized at the initial stage of the combustion test, and the reason was that the combustion efficiency was not considered. As a result, the target temperature of 773 K was achieved. A preliminary test for evaluating the performance of the heat exchanger by combining a heat exchanger was carried out. As a result, it was confirmed that the temperature of gas nitrogen increased to about 723 K, but the temperature increase rate was still high until just before the end of combustion. In this way, sufficient time for heat exchange can be ensured and the combustion test will be conducted later.
유이상(Isang Yu),이장환(Janghwan Lee),임지녕(Jinyeong Im),고영성(Youngsung Ko),김민기(Min-ki Kim) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11
본 연구에서는 고온, 고압, 고유량 환경에서 운용되는 고압 연소기 시험설비의 배관 유동 해석을 위해서 상용 해석프로그램인 AMESim을 사용하여 시험설비의 보기류 해석 및 전체 시험설비의 모델링과 해석을 수행하였다. 이를 통하여 최대부하 설계 요구조건에서 고압 연소기 시험설비의 압력 특성을 해석하여 설비구성의 적절성을 판단하였으며, 연소기 입구의 압력을 확인하여 해석결과를 바탕으로 시험 설비구축을 변경 및 수정하는데 적용하는 연구를 수행하였다. This study was performed for modeling and simulation of pipe flux using an analysis program AMESim in order to analyze pipe flux of a high pressure combustor test facility operated under high temperature, high pressure and high mass flow rate. After the simulation, the correctness of facility composition was decided for analyzed pressure characteristic of high pressure combustor test facility under the maximum load required condition. Also, the study was applied for changing and modifying the test facility construction based on analysis result of checked pressure at the combustor inlet.