확산지배 난류 연소현상에서 역해석을 이용한 CH₄/O₂의 초기 질량분율 추정에 관한 연구

이균호,백승욱,Lee, Kyun-Ho,Baek, Seung-Wook 대한기계학회 2010 大韓機械學會論文集B Vol.34 No.7

본 연구에서는 기존의 역열전달 문제(inverse heat transfer problem)와 같이 역해석(inverse analysis)을 통해 미지의 파라미터를 추정(estimation)하는 개념을 복잡한 연소문제에 도입하였다. 기존의 연구에서는 역해석 기법을 연소문제 자체에 보다는 대부분 연소현상을 동반한 복사열전달과 같은 역열전달 문제에 국한해서 적용하고 있기 때문에, 열전달 문제에 한정되어 사용되고 있는 기존의 역해석을 새로운 공학문제에 확장하여 적용함과 동시에 효율적인 연소기 설계 및 최적화 개념을 제시하는데 본 연구의 의의가 있다고 할 수 있다. 이를 위해 실제적으로 많이 사용하고 있는 축대칭 원통형 연소기 내부로 주입되는 메탄($CH_4$)과 산소($O_2$) 성분의 초기 질량분율 값을 연소기 입구 근방에서 측정한 개스의 온도 데이터를 이용하여 역추정하였다. 이때, 복잡한 확산지배 연소 현상을 효율적으로 역해석하기 위해 최적화 방법 중의 하나인 반발 입자 군집 최적화 방법을 역해석 기법으로 적용하였다. The major objective of the present study is to extend the applications of inverse analysis to more realistic engineering fields with a complex combustion process rather than the traditional simple heat-transfer problems. In order to do this, the unknown initial mass fractions of $CH_4/O_2$ are estimated from the temperature measurement data by inverse analysis in the practical diffusion-controlled turbulent combustion problem. In order to ensure efficient inverse analysis, the repulsive particle swarm optimization (RPSO) method, which belongs to the class of stochastic evolutionary global optimization methods, is implemented as an inverse solver. Based on this study, it is expected that useful information can be obtained when inverse analysis is used in the diagnosis, design, or optimization of real combustion systems involving unknown parameters.

초소형위성용 추진시스템의 기술동향

이균호(Kyun Ho Lee),신정식(Jeongsik Shin),김홍래(Hongrae Kim),국중원(Jung Won Kuk),고한서(Han Seo Ko) 한국추진공학회 2021 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2021 No.11

희박영역에서 예조건화 연속체기법과 직접모사법을 이용한 소형 추력기 플룸 거동에 관한 연구

이균호(Kyun-Ho Lee),이성남(Sung-Nam Lee) 한국항공우주학회 2009 韓國航空宇宙學會誌 Vol.37 No.9

일반적으로 노즐 출구 부근에서 준연속체 상태로 방출된 추력기 플룸 유동은 노즐출구에서 멀어질수록 천이영역을 거쳐 자유분자 영역에 도달하기 때문에 진공영역에서의 추력기 플룸 영향을 연구하기 위해서는 광범위한 유동영역의 모델링이 가능한 직접모사법(DSMC)이 주로 사용된다. 본 논문에서는 진공영역에서 소형 단일추진제 추력기의 플룸거동을 직접모사법을 이용해 수치적으로 예측하는 것이 목적이다. 정확한 결과를 효율적으로 유추하기 위해 예조건화 기법을 노즐 내부 연속체 영역의 해석에 도입하였으며, 이로부터 얻은 노즐 출구의 물성치 결과들을 직접모사법의 유입조건으로 적용하였다. 이렇게 두 기법을 결합하여 사용한 결과, 노즐 출구 부근에서 발생되는 강한 비평형성 및 넓은 후방유동 영역 등과 같이 진공영역에서 플룸이 가지는 고유의 특성들을 확인할 수 있었다. To study the plume effects in the vacuum area, the Direct Simulation Monte Carlo(DSMC) method is usually adopted because the plume field usually contains the entire range of flow regime from the near-continuum in the vicinity of nozzle exit through transitional state to free molecular at far field region from the nozzle. The objective of this study is to investigate the behaviors of a small monopropellant thruster plume in the vacuum area numerically using DSMC method. To deduce accurate results efficiently, the preconditioned scheme is introduced to calculate continuum flow fields inside thruster to predict nozzle exit properties used for inlet conditions of DSMC method. By combining these two methods, the vacuum flow characteristics of plume such as strong nonequilibrium near nozzle exit, large back flow area, etc, can be investigated.

인공위성 추진시스템 모듈 브라켓의 구조해석

이균호(Kyun-Ho Lee),김정수(Jeong-Soo Kim) 한국항공우주학회 2003 韓國航空宇宙學會誌 Vol.31 No.2

우주비행체 단일추진제 추력기의 복사 열차폐막 개발

이균호(Kyun-Ho Lee),유명종(Myoung-Jong Yu),김수겸(Su-Kyum Kim),최준민(Joon-Min Choi) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.10

2006년에 발사된 다목적실용위성은 자세제어 등에 필요한 추력과 모멘트를 발생하기 위해 NASA의 1lbf급 단일추진제 표준 추력기인 MRE-1을 사용하고 있다. 단일추진제 추력기는 추진제와 촉매와의 열분해 반응에 의해 추력을 발생시키는데 이때 발생되는 분해열은 상대적으로 온도가 낮은 주변 구조물 및 전자부품으로 과도한 복사열전달을 발생시키는 열원이 된다. 따라서 추력기와 타 부품 사이에 과도한 복사 열전달을 방지하기 위해서는 복사 열차폐막이 필요하다. 본 논문에서는 열차폐막의 설계/해석 및 제작 등 전반적인 개발 과정에 대해 설명하였다. An 1 lbf of NASA standard monopropellant thruster, MRE-1, is used for KOMPSAT (Korea Multi-Purpose Satellite) which is launched in 2006 and provides reliable and cost-effective means for attitude and maneuvering control system. The monopropellant thruster obtains required thrust by thermal decomposition process of propellant through catalyst bed. During firing, the decomposition plays a role of a heat source that may occur an excessive radiation heat transfer to peripheral structures and electronics in relatively low temperature condition. Therefore, the radiation heat shield is needed to prevent the critical radiative heat exchange between thruster and satellite during firing. This paper summarizes an overall development process of radiation heat shield from the design engineering up to the manufacturing.

입자 군집 최적화 방법을 이용한 다양한 표면 방사율 분포의 역해석에 관한 연구

이균호(Kyun Ho Lee) 대한기계학회 2018 大韓機械學會論文集B Vol.42 No.9

일반적으로 복사열전달은 중간 매질의 열전달 참여여부에 따라 표면복사(Surface Radiation)와 기체복사(Gas Radiation)의 형태로 구분된다. 본 연구에서는 참여매질이 없는 순수 표면복사 문제에 대해 다양한 형태를 가지는 미지의 표면 방사율 분포들을 역해석을 이용해 추정하고자 하였다. 이를 위해 원통형상을 고려하였으며, 효율적으로 표면 방사율 분포의 해들을 탐색하기 위해 입자 군집 최적화(Particle Swarm Optimization, PSO) 방법을 역해석 기법으로 채택하였다. 역해석을 통해 얻은 해의 수렴성과 정확도를 비교해 봄으로써, 다변수를 가지는 표면복사 문제에 대해서도 역해석 기법으로서 입자 군집 최적화 방법의 타당성을 고찰하고자 하였다. Generally, thermal radiation heat transfer can be classified into two forms, surface and gas radiation, depending on the participation of the medium in the heat transfer process. The objective of the present study is to estimate the unknown surface emissivities of various profiles by the inverse analysis of the pure surface radiation problem. To do this, an axisymmetric cylindrical enclosure is considered and the particle swarm optimization (PSO) method is employed as an inverse solver to find the exact solutions efficiently. By comparing the convergence rates and accuracies of the obtained results, the present study intends to discuss the feasibility of the PSO method as the inverse solver of the surface radiation problem involving multi-parameter unknowns.

구조해석을 이용한 인공위성 자세제어용 추력기 열차폐막의 형상 변경에 대한 타당성 검증

이균호(Kyun-Ho Lee),김진희(Jin-Hee Kim),한조영(Cho-Young Han),최준민(Joon-Min Choi) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.6

현재 개발중인 다목적실용위성은 자세제어 등에 필요한 추력과 모멘트를 발생하기 위해 NASA의 1lbf급 표준 추력기인 MRE-1을 사용할 예정으로 신뢰도 향상을 위해 이중추력기 모듈의 형태로 장착된다. 열차폐막의 국산화를 위해 기존의 용접 대신 전기주형법을 적용 할 예정이다. 하지만 열차폐막 내경이 기존의 용접으로 제작된 형상보다 불가피하게 감소됨으로 인해 열차폐막 끝단과 추력기 노즐 사이에 간섭이 발생할 우려가 제기되었다. 따라서 본 논문에서는 두 가지 다른 공정으로 제작될 열차폐막에 대해 구조해석을 수행하여 위성의 발사환경에서 추력기와 열차폐막의 간섭 여부 및 구조적 거동을 해석 및 비교하였고, 그 결과를 토대로 새로운 형상의 열차폐막에 대한 타당성을 검증하였다. MRE-1 Dual Thruster Module(DTM), which will be used in KOMPSAT(Korea Multi-Purpose Satellite), can provide reliable and cost-effective means for attitude and maneuvering control system. Thruster heat shield, one of the main components of DTM, is designed to prevent the critical radiative heat exchange between thruster and satellite during firing. To overcome the manufacturing difficulties, a electroforming process is preferred to classical welding process. In this case, an inner diameter of a new shield will be decreased a little due to the change of manufacturing process. Therefore, the interference problem between thruster nozzle and heat shield is investigated through structural analysis and their results are described in this paper.

400 N급 MMH-NTO 액체원지점엔진의 동결유동 해석

이균호(Kyun Ho Lee) 항공우주시스템공학회 2016 항공우주시스템공학회 학술대회 발표집 Vol.2016 No.11

PI-DSMC (Parallel and Interactive DSMC)를 이용한 항공우주분야 연구

이균호(Kyun Ho Lee),Martin Rose 항공우주시스템공학회 2017 항공우주시스템공학회 학술대회 발표집 Vol.2017 No.11

써모스탯 위치변화에 대한 인공위성 추진제 탱크의 열적 반응 해석

이균호(Kyun-Ho Lee),한조영(Cho-Young Han),최준민(Joon-Min Choi),문홍열(Hong-Youl Moon) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.7

위성 추진제 탱크의 열제어는 써모스탯에 의해 작동되는 히터를 이용해 수행된다. 적절한 위치에 써모스탯을 부착하는 것이 관건이지만 구형 탱크에서는 부착위치를 수치적으로 정확하게 부여하는 것이 불가능하다. 실제로는 도면에 대략적으로 위치를 제시한 후 작업자의 경험과 판단에 의존하여 써모스탯을 부착하는 것이 현실이다. 그러므로 써모스탯의 부착위치에 대한 민감도 해석을 수행함으로써 그에 따른 탱크의 열적 거동 및 열제어에 미치는 영향을 정량적으로 파악하였다. 실제 탱크 모듈 조립시 써모스탯의 부착위치에 대한 오차가 존재하더라도 설계 도면에 명시된 값보다 크게 벗어나지 않는 한 탱크의 열제어 성능은 충분히 보장되리라 판단된다. Thermal control of satellite propellant tank is achieved by patch heaters enabled by thermostat’s behavior. It is important to attach the thermostat on the appropriate position of the propellant tank. However its position cannot be given with exact numerics because tank is spherical. In practice, the thermostat position is designated approximately in a relevant drawing approximately, thereby an engineer practices depending on his own experience and intuition. The sensitivity analysis for the position of thermostat is performed such that the influence on the thermal behavior and control of tank is examined quantatively. When assembling tank module, the reasonable performance on the thermal control is believed with possible human errors if the uncertainty in the position of thermostat is not quite large.