• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.244-245
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• 2003

고체나 액체 추진로켓에 비하여 하이브리드 추진 시스템은 작동조건의 안정성과 안전함등의 많은 장점을 가지고 있다. HTPB와 같은 고체연료는 제작 및 저장, 운송 그리고 장착상의 안정성을 가지고 있으며 하이브리드 로켓의 고체연료로의 산화제의 유입을 제어하면서 추력의 변화와 엔진내부의 연소중단과 재 점화를 용이하게 할 수 있다. 이러한 이유로 인하여 하이브리드 엔진은 좀 더 경제적인 장치로 기대를 모으고 있다. 그러나, 기존의 하이브리드 로켓 엔진은 고체 추진 로켓에 비하여 낮은 연료 regression 율과 연소효율을 가지는 단점이 있다. 이러한 단점을 해결하고 요구되어지는 추력값과 연료유량을 증가시키기 위하여 고체연료의 표면적을 증가시킬 필요가 있다. 기존의 하이브리드 엔진에서는 연료 그레인에 다수의 연소포트를 만들어 표면적을 증가시켰으나 이는 비 활용 공간의 증가와 추진제의 질량 및 체적분율의 상당한 감소를 초래한다. 지난 수십년간에 걸쳐 하이브리드 엔진에서 연료의 regression 특성 및 엔진 성능 향상을 위한 연구가 계속되어 왔으며 최근에 엔진의 체적 규제를 경감시키고 연료의 regression율을 향상시키기 위하여 선회유동을 이용하는 하이브리드 로켓 엔진들이 제안되고 있다. 이러한 선회유동을 가지는 하이브리드 로켓은 고체연료 그레인에 대하여 평행하게 유입되는 기존의 하이브리드 로켓에 비하여 고체연료 벽면에서의 대류열전달이 현저하게 증가하게 되어 아주 높은 고체연료의 regression율을 얻을 수 있는 이점이 있다. 선회유동 하이브리드 로켓의 연소과정은 고체 연료의 열분해과정, 대류 열전달, 난류 혼합, 난류와 화학반응의 상호작용, soot의 생성 및 산화과정, soot 입자 및 연소가스에 의한 복사 열전달, 연소장과 음향장의 상호작용 등의 복잡한 물리적 과정을 포함하고 있다. 이러한 물리적 과정 중 난류연소, 고체연료 벽면 근방에서의 대류 열전달 및 연소과정에서 생성되는 soot 입자로부터의 복사 열전달, 그리고 고체연료 열 분해시 표면반응들은 고체연료의 regression율에 큰 영향을 미친다. 특히 고체연료의 난류화염면의 위치와 폭, 그리고 비 예혼합 난류화염장에서 생성되는 soot의 체적분율의 예측은 난류연소모델, 열전달 모델, 그리고 regression율 모델에 의해 크게 영향을 받기 때문에 수치모델의 예측 능력 향상시키기 위하여 이러한 물리적 과정을 정확히 모델링해야 할 필요가 있다. 특히 vortex hybrid rocket내의 난류연소과정은 아래와 같은 Laminar Flamelet Model에 의해 모델링 하였다. 상세 화학반응 과정을 고려한 혼합분율 공간에서의 화염편의 화학종 및 에너지 보존 방정식은 다음과 같다. 화염편 방정식과 혼합분률과 scalar dissipation rate의 관계식을 이용하여 혼합분률과 scalar dissipation rate에 따른 모든 reactive scalar들을 구하게 된다. 이러한 화염편 방정식들을 mixture fraction space에서 이산화시켜서 얻은 비선형 대수방정식은 TWOPNT(Grcar, 1992)로 계산돼 flamelet Library에 저장되게 된다. 저장된 laminar flamelet library를 이용하여 난류화염장의 열역학 상태량 평균치는 presumed PDF approach에 의해 구해진다. 본 연구에서는 강한 선회유동을 가지는 Hybrid Rocket 연소장내의 난류와 화학반응의 상호작용을 분석하기 위하여 Laminar Flamelet Model, 화학평형모델, 그리고 Eddy Dissipation Model을 이용한 수치해석결과를 체계적으로 비교하였다. 또한 Laminar Flamelet Model과 state-of-art 물리모델들을 이용하여 선회 유동을 갖는 하이브리드 로켓 엔진의 연소 및 Soot 생성 및 산화과정을 살펴보았으며 복사 열전달이 고체 연료 표면의 regression율에 미치는 영향도 살펴보았다. 특히 swirl강도, 산화제의 유입위치 그리고 선회유동의 형성방식이 하이브리드 로켓의 연소특성 및 regression rate에 미치는 영향을 상세히 해석하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권1호
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• pp.59-67
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• 2018

본 논문에서는 저 레이놀즈 동축 프로펠러의 제자리 비행 특성연구를 위한 시험장치 개발과정과 실험결과를 기술하였다. 상/하부 프로펠러간의 간격 변화에 따른 제자리 비행 성능측정이 가능하도록 시험장치를 설계하였다. 그리고 상/하부 프로펠러 각각의 추력, 토크, 회전수, 진동, 전류량을 측정할 수 있도록 장치를 구성하였다. 센서의 신호 수집을 위하여 자료획득시스템을 구축하고 LabVIEW 기반의 소프트웨어에서 모터의 제어와 신호 수집을 하였다. 단일 프로펠러의 지상회전 실험을 통한 성능 특성 데이터를 확보한 후, 동축 프로펠러 사이의 간격과 상/하부 직경의 차이에 따른 성능 특성과 효율향상을 위한 실험을 진행하였다. 성능 실험분석 결과 동축 프로펠러 사이 간격이 로터 직경의 20~30%일 때 효율이 높은 것으로 확인되었으며, 그 이상일 경우는 큰 차이가 없었다. 상부 프로펠러의 직경이 하부 프로펠러의 직경보다 작을 경우가 다른 직경 조합에 비해 가장 높은 효율을 보였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.34-40
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• 2006

연소기 노즐은 고온 고압의 연소가스를 화학에너지에서 운동에너지로 변환시켜 추력을 발생시킨다. 따라서 노즐 내부 벽면은 고온 고압의 연소가스에 노출되며, 특히 노즐 목에서는 최대 열하중을 받는 구간으로서 열구조적으로 안정성을 확보한 냉각 시스템 설계가 이루어져야 한다. 본 연소기 노즐은 수냉 방식으로서 열전달 효율을 높이기 위해 냉각 채널 구조로 되어 있다. 본 연구에서는 연소기 노즐을 위한 냉각 채널 구조의 기본 설계안에 대해 유동 해석을 수행하고 공급 압력 및 유량 변화에 따른 입/출구 사이의 압력 강하량을 예측하여 초기 형상안에 대한 압력 손실 및 설계 유량 공급을 위한 압력 조건에 대해서 평가하고자 하였다. 최종 선정안에 대해서는 내부 열전달 및 유동장 해석을 수행하여 흐름 및 열구조 안정성을 평가하였다.

• 해양환경안전학회지
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• 제28권7호
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• pp.1222-1230
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• 2022

로터 블레이드는 조류발전 터빈의 매우 중요한 구성 요소로서, 해수의 높은 밀도로 인해 큰 추력(Trust force)와 하중(Load)의 영향을 받는다. 따라서 블레이드의 형상 및 구조 설계를 통한 성능과 복합소재를 적용한 블레이드의 구조적 안전성을 반드시 확보해야 한다. 본 연구에서는 블레이드 설계 기법인 BEM(Blade Element Momentum) 이론을 이용해 1MW급 대형 터빈 블레이드를 설계하였으며, 터빈 블레이드의 재료는 강화섬유 중의 하나인 GFRP(Glass Fiber Reinforced Plastics)를 기본으로 CFRP(Carbon Fiber Reinforced Plastics)를 샌드위치 구조에 적용해 블레이드 단면을 적층(Lay-up)하였다. 또한 유동의 변화에 따른 구조적 안전성을 평가하기 위해 유체-구조 연성해석(Fluid-Structure Interactive Analysis, FSI) 기법을 이용한 선형적 탄성범위 안의 정적 하중해석을 수행하였으며, 블레이드의 팁 변형량, 변형률, 파손지수를 분석해 구조적 안전성을 평가하였다. 결과적으로, CFRP가 적용된 Model-B의 경우 팁 변형량과 블레이드의 중량을 감소시켰으며, 파손지수 IRF(Inverse Reserce Factor)가 Model-A의 3.0^*V_r를 제외한 모든 하중 영역에서 1.0 이하를 지시해 안전성을 확보할 수 있었다. 향후 블레이드의 재료변경과 적층 패턴의 재설계뿐 아니라 다양한 파손이론을 적용해 구조건전성을 평가할 예정이다.

• 대한조선학회논문집
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• 제28권2호
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• pp.52-68
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• 1991

캐비테이션 특성이 우수하고 넓은 받음각에서 양력-향력비가 큰 새로운 날개단면(KH18 단면)을 사용하여 체계적인 방법으로 기하학적 형상을 변화시켜 설계된 새로운 계열 프로펠러의 개발을 시도하였다. 새로운 계열 프로펠러의 형상을 설계함에 있어 기존의 계열 프로펠러와는 달리 선택된 반류분포의 회전방향 평균 반류분포를 입력자료로 하여 반경방향 부하분포와 코오드 방향 부하분포를 동일하게 유지하면서 피치 및 캠버의 형상을 결정하였다. 또한 코오드 길이, 두께, 스큐 및 레이크 분포와 같은 형상은 최근 실적선 프로펠러의 형상 특성을 정형화하여 선택되었기 때문에 초기설계시 설계된 형상이 최종 설계 프로펠러의 형상과 크게 다르지 않을 것으로 생각되어 초기성능을 보다 정확하게 추정할 수 있게 하였다. 설계된 계열 프로펠러는 날개수 4개인 프로펠러를 대상으로 날개 전개면적비 4개($A_{E}/A_{O}$=0.3, 0.45, 0.6, 0.75)에 대하여 각 전개면적비에서 평균피치비를 5개(P/D=0.5, 0.65, 0.8, 0.95, 1.1)로 변화시켜 총 20개의 프로펠러로 구성되었으며 KD-프로펠러 씨리즈(KRISO-DAEWOO Propeller Series)라 명명하였다. 설계된 계열 프로펠러들에 대하여 단독특성시험, 캐비테이션 관찰시험, 변동압력 계측시험을 수행하였다. 프로펠러 단독특성 시험결과의 회귀해석결과로 부터 $B_{P}-\delta$ 곡선을 도출하여 초기설계 단계에서 최적 프로펠러 직경등을 쉽게 결정할 수 있게 하였다. 기준으로 선택된 반류분포(2700TEU 콘테이너선의 반류) 후류에서 프로펠러 추력계수 및 캐비테이션 수를 체계적으로 변화시킨 상태에서 캐비테이션 관찰시험 및 변동압력계측시험을 수행하였다. 양력면이론에 의한 비정상 프로펠러 성능해석에 의해 계산된 최대 국부양력계수 ($C^{max}_{l,0.8R}$)와 국부캐비테이션 수(${\sigma}_0=\frac{p-p_v}{\frac{1}{2}{\rho}V^2_{0.8R}}$)를 기준으로 캐비테이션 관찰시험 결과를 정리하여 KD-캐비테이션 챠트를 도출하였다. 기존의 캐비테이션 챠트는 균일류중의 시험 결과를 정리하여 작성되었으나 KD-캐비테이션 챠트는 반류분포중에서 시험된 프로펠러 관찰시험 결과로 부터 도출되었으므로 초기설계 단계에서 보다 정확한 캐비테이션 발생량 추정이 가능하리라 예상된다.