• Title/Summary/Keyword: 추진노즐

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스마트형 진공 배기 진단 제어 시스템 개발(3 세부과제)

  • Jeong, Wan-Seop;Im, Jong-Yeon;Im, Seong-Gyu;Lee, Su-Gap
    • Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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    • 2011.08a
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    • pp.94-94
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    • 2011
  • 본 논문은 "차세대 반도체용 진공공정의 실시간 측정/진단/제어 기술개발"과제의 제 3 세부과제 "스마트형 진공 배기 진단 제어 시스템 개발"의 주요 연구 실적을 소개한다. 본 세부과제는 (1)진공펌프 및 배기 시스템의 다중 상태변수 측정 장치 개발, (2)공정별 펌프 상태 및 공정 조건 data base 구축 및 진단 알고리즘 개발(e-Diagnostics Level 2 FDC 수준), (3)공정별 펌프 상태 변수 측정을 통한 자기 진단 기술 개발(e-Diagnostics Level 2 FDC 수준), 그리고 (4)측정/통신 PMS (Pump Monitoring System) 개발(통신속도 56k bps 이상, e-Diagnostics Level 0~1)을 최종 목표로 추진되어 왔다. 첫 번째 주요실적은 진공배기시스템의 다중 상태변수 측정 및 평가 장치를 성공적으로 개발하였다. 본 장치는 현장에서 진공펌프의 배기속도를 3% 이내로 정밀하게 측정할 수 있는 소닉 노즐을 이용한 배기속도 측정 장치 및 기술을 성공적으로 개발 완료하였다. 그리고 측정 가능한 상태변수는 20종에 달하며 이들을 이용하여 진공펌프의 성능인자 15종과 특성치 9종을 종합적으로 평가할 수 있는 능력을 갖추었다. 두 번째 주요실적은 공정별 진공배기시스템의 자기진단 및 예지보수 기수 개발이다. 연구에서 개발된 적응형 인자모델을 이용한 상태진단 기술은 이미 학회 논문으로 소개되었으며 본 기법은 기존의 시계열 상태변수를 이용한 기존의 상태진단 기법보다 메모리 소요량을 100배로 줄였으며 그리고 연산양은 10% 이하로 줄인 획기적인 기법이라 할 수 있다. 세 번째 주요실적은 상태변수 측정, 통신, 제어 및 공정적응 기능 통합형(smart) PMS(pumper monitoring system) 개발이다. 본 장치는 CAN통신 기법을 새로이 채택하였으며 한 대의 PC로 64대의 단위 진공펌프들의 운전 상태변수를 실시간으로 수집할 수 있도록 하였다. 그리고 운전 중인 개별 진공펌프들의 운전 상태진단은 적응형 인자모델을 이용한 상태진단 기술을 응적용함으로써 매우 정확한 상태진단을 매 batch마다 수행할 수 있는 기능을 제공한다.

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A Sudden Increase in Combustion Pressure of Gas Generator of Ducted Rocket by Thermal Choking (열 질식에 의한 덕티드 로켓 가스 발생기의 연소 압력 상승)

  • Kim, Doyeong;Shin, Kyung-Hoon;Lee, Changjin
    • Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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    • v.43 no.8
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    • pp.684-691
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    • 2015
  • A sudden increase in combustion pressure is observed in the ducted rocket combustion test equipped with pipe shaped and converging nozzle exhaust tubes. This study aims to understand the physical mechanism of abrupt change in combustion pressure using thermal choking in the exhaust tube. Results confirmed that the thermal choking of the flow inside the exhaust tube was responsible for the sudden increase in combustion pressure. Also, high pressure exponent of solid propellants is critical sensitive to the occurrence of thermal choking exhaust pipe. Additionally, numerical simulation showed that the sudden increase in combustion pressure was less possible in diverging pipe because thermal choking is more reluctant to occur.

Papers : Analysis of Supersonic Rocket Plume Flowfield with Finite - Rate Chemical Reactions (논문 : 유한속도 화학반응을 고려한 초음속 로켓의 플룸 유동장 해석)

  • Choe,Hwan-Seok;Mun,Yun-Wan;Choe,Jeong-Yeol
    • Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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    • v.30 no.1
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    • pp.114-123
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    • 2002
  • A supersonic rocket plum flowfield of kerosene/liquid-oxygen based propulsion system has been analysed using the Reynolds-averaged Navier-Stokes equations coupled with a 9-species 14-reaction finite-chemistry model. The result were compared with chemically frozen flow solution to investigate the effect of finite-rate chemistry on the plume flowfield. The computations were performed using a commercial CFD software, FLUENT 5. The finite-rate chemistry solution exhibited higher temperature caused by the reactions within the nozzle. All the chemical reactions within the plum were dominated only in the shear layer and behind the barrel shock reflection region where the temperatures are high and the effect of finite-rate chemical reactions on the flowfield was found to be insignificant. However, the present plume computation including the finite-rate chemical reaction within the plume has revealed major reactions occurring in the plum and their reaction mechanisms.

Optimal Design of Fuel-Rich Gas Generator for Liquid Rocket Engine (액체로켓의 농후 가스발생기 최적설계)

  • Kwon, Sun-Tak;Lee, Chang-Jin
    • Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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    • v.32 no.5
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    • pp.91-96
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    • 2004
  • An optimal design of the gas generator for Liquid Rocket Engine (LRE) was conducted. A fuel-rich gas generator in open cycle turbopump system was designed for 10ton in thrust with RP-1/LOx propellant. The optimal design was done for maximizing specific impulse of thrust chamber with constraints of combustion temperature and for matching the power requirement of turbopump system. Design variables are total mass flow rate to gas generator, O/F ratio in gas generator, turbine injection angle, partial admission ratio, and turbine rotational speed. Results of optimal design provide length, diameter, and contraction ratio of gas generator. And the operational condition predicted by design code with resulting configuration was found to maximize the objective function and to meet the design constraints. The results of optimal design will be tested and verified with combustion experiments.

Preparation of High Purity Ammonium Dinitramide and Its Liquid Mono-propellant (암모늄 디나이트라마이드염의 합성 및 액상연료화 연구)

  • Kim, Wooram;Park, Mijeong;Kim, Sohee;Jeon, Jong-Ki;Jo, Youngmin
    • Applied Chemistry for Engineering
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    • v.30 no.5
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    • pp.591-596
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    • 2019
  • A recently developed propellant, ammonium dinitramide (ADN, $NH_4N(NO_2)_2$ is stable and safe at an ambient condition. However, it requires high purity for practical applications. A very little quantity of foreign impurities in ADN may cause clogging of thruster nozzles and catalyst poisoning for the use of a liquid propellant. Thus, several purification processes for precipitated ADN particles such as repetition extraction, activated carbon adsorption and low-temperature extraction were presented in this study. The purifying methods helped to improve the chemical purity as evaluated by FT-IR and UV-Vis spectroscopy in addition to ion chromatography (IC) analyses. Among the purification processes, adsorption was found to be the best, showing a final purity of 99.8% based on relative quantification by IC. Thermal analysis revealed an exothermic temperature of $148^{\circ}C$ for the synthesized liquid monopropellant, but rose to $188^{\circ}C$ when urea was added.

Experimental Observation of Instability of Supersonic Submerged Jets (수중초음속제트의 불안정성에 대한 실험적 고찰)

  • 정재권;이대훈;차홍석;박승오;권세진
    • Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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    • v.6 no.2
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    • pp.45-52
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    • 2002
  • An experimental investigation on the structure and dynamic behavior of two dimensional over-expanded air jets exiting into water was carried out. The hish speed digital video imaging and static pressure distribution measurement were made to characterize the structure and time-dependant behavior of the jets. Mach number at the jet exit was 2.0 and was slightly less than the value predicted by the ideal nozzle calculation. Variance of jet spreading angle at different stagnation condition was measured as a function of mass flow rate. Periodic nature of the air jet distortion in water was observed and the frequency of the repetition was approximately 5-6 Hz for all cases tested. Three characteristic length scales were defined to characterize jet structure. $L_1$, maximum width of the plume when the periodic instability occurs, $L_2$, width of the jet where secondary reverse flow entrained jet flow and $L_3$, distance from the jet exit to the location where entrainment of the secondary reverse flow occurs. The ratio of $L_1$ and $L_2$ decreased with increasing stagnation pressure, i.e. mass flow rate. $L_3$ increased with increasing stagnation pressure. The temporal behavior of static pressure measurements also showed peak around frequency of 5, which corresponds the frequency obtained by visual measurements

High Temperature Behavior of Liquid Diffusion Bonded Joints of Mar-M-247 Alloy (Mar-M-247 합금의 액상확산접합부 고온 특성 거동)

  • Son, Myungsook;Ahn, Jongkee;Lee, Dongyeop;Kim, Jungi;Kang, Sukchul;Kim, Hongkyu
    • Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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    • 2017.05a
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    • pp.248-250
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    • 2017
  • The Mar-M-247 alloy is one of the most widely used materials for gas turbine components in aerospace filed and it shows excellent high temperature strength properties. Hot section parts, such as turbine nozzle and blade, are difficult to manufacture because of their complicated shape. So, the joining process usually applies to them. In this study, the high-temperature behavior of Mar-M-247 alloy at liquid diffusion bonding was investigated. Thus, we performed the diffusion bonding at $1,121^{\circ}C$ for 7 minutes, and observed changes in high temperature strength. As a result, the strength of the bonded specimens decreased by about 70% at $649^{\circ}C$, 60% at $825^{\circ}C$, and 45% at $1,000^{\circ}C$ compared to the base metal. As a result of observing the strength change with bonding time, the specimen bonded for 720 minutes showed a similar strength with the base metal at $649^{\circ}C$. Inferring this result, the joint is considered to be the one-body part.

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Spray Visualization Using Laser Diagnostics (레이저를 이용한 분무 가시화)

  • 윤영빈
    • 한국가시화정보학회:학술대회논문집
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    • 2005.04a
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    • pp.87-112
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    • 2005
  • 분무를 정량적으로 측정하는 것은 노즐의 설계와 개발을 위해서 뿐만 아니라 연소 시스템 전반의 효율 및 불안정성의 제거, 공해 저감 등의 요구 조건을 만족하기 위해서 중요하다. 이를 위해 이전에는 분무장 내에 수집관을 삽입하는 기계적 패터네이터(Mechanical Patternator)와 같은 삽입식 측정 방식을 이용하여 왔으나, 최근에는 고속카메라, Malvern particle analyzer, PDPA, 광학 패터네이터(Optical Patternator)와 같은 분무장을 교란시키지 않으면서도 빠른 측정이 가능한 가시화 기술들이 적용되고 있다. 특히 광학 패터네이터는 레이저 평면광을 이용하여 분무를 측정하는 비삽입식 기술로 단시간 내에 분무장 내 액체 연료의 질량 및 액적 크기의 단면 분포를 동시에 얻어낼 수 있는 장점을 갖고 있다. 그러나 분무 액적들의 수밀도가 증가하는 경우에는 이들 액적에 의한 입사광 및 신호 감쇠, 다중산란 등에 의한 오차가 심하게 발생하여, 기존의 PDPA, PLIF 등의 광학 기법으로는 충분히 신뢰할 만한 결과를 얻기가 어렵게 된다. 이러한 분무를 정량적으로 측정하기 위해서는 입사광의 감쇠뿐만 아니라 분무장 내 액적들에 의한 신호의 감쇠 과정에 대한 고려가 필요하다. 주면 액적들의 영향을 최소한으로 줄이기 위해서는 레이저 평면광을 사용하는 광학 패터네이터와 달리 레이저 광선을 분무장에 조사하여 고압에서 나타날 수 있는 다중 산란에 의한 오차를 최소화할 수 있다. 이러한 이미지 처리 기법을 이용하는 광학 선형 패터네이터(Optical Line Patternator)를 이용하여 기존 레이저 계측기법으로 측정이 곤란하였던 고압 환경 하에서의 스월 동축형 인젝터의 분무 특성을 해석할 수가 있다. 2015(년도) 6,388, 2025(년도) 13,367, 2035(년도) 18,756, 2045(년도) 22,595, 시장점유율 증가로 인한 수출액 증가분 누적(억원) : 2015(년도) 3,411, 2025(년도) 8,847, 2035(년도) 14,433, 2045(년도) 18,005 또한 시나리오 비교평가를 실시하여 본 결과, 본 연구에서 정의한 순편익 누적(Cumulative Net Profit) 변수를 적용하면 현재 연구비 추세 대비 $30\%$ 까지 연구비를 증가 시키는 것이 효율적임을 알 수 있었다.성, 생산 용이성, 제품 디자인의 우수한 정도가 a=0.01 수준 하에서 유의적으로 추정되었다. 이들 변수들 중에서 품질경쟁력에 가장 큰 영향을 미치는 측정변수는 제품의 기본 성능, 수명(내구성), 신뢰성, 제품 디자인의 순서로 추정되었다. 이것은 한국 제조업이 아직 산업 디자인이 품질경쟁력에 크게 영향을 미치는 성숙단계에 이르지 못하였음을 의미한다. (2) 제품 디자인에게 영향을 끼치는 유의적인 변수는 연구개발력, 연구개발투자 수준, 혁신활동 수준(5S, TPM, 6Sigma 운동, QC 등)이며, 제품 디자인은 우선 품질경쟁력을 높여 간접적으로 고객만족과 고객 충성을 유발하는 것으로 추정되었다. 상기의 분석결과로부터, 본 연구는 다음과 같은 정책적 함의를 도출하였다. 첫째, 신상품 개발과 혁신을 위한 포괄적인 연구개발 프로젝트를 품질 경쟁력의 주요 결정요인(제품의 기본성능, 신뢰성, 수명(내구성) 및 제품 디자인)과 연계하여 추진해야 할 것이다. 둘째, 기업은 디자인 경영 마인드 제고와 디자인 전문인력 양성을, 대학은 디자인 현장 업무를 통하여 창의력 증진과 기획 및 마케팅 능력 교육을, 정부는 디자

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An Experimental Study on Thrust of Ground and High Altitude by Hydrogen Peroxide/Kerosene Engine (과산화수소-케로신 엔진을 이용한 지상 및 고고도 추력에 대한 실험적 연구)

  • Lee, Yang-Suk;Kim, Joong-Il
    • Journal of the Korea Academia-Industrial cooperation Society
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    • v.20 no.10
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    • pp.100-106
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    • 2019
  • Ground and high altitude simulated combustion experiments were conducted using a liquid rocket engine with hydrogen peroxide and kerosene as the propellant. A ground and high altitude simulated combustion test facility was constructed by installing a high altitude model diffuser and TMS (Thrust Measuring System) on a vertical combustion test bench. The thrust characteristics according to altitude were investigated using the combustion test equipment. The diffuser was designed on a 1:4.8 scale to verify the characteristics of the high diffusing diffuser and starting pressure. The cold flow tests were conducted using nitrogen gas, and the performance characteristics and starting characteristics of the scale down diffuser were verified. A diffuser and TMS were installed on the vertical combustion test bench, and the thrust correction equations for the system resistance were derived. The thrust correction equations were derived from the step test and vacuum step test before the actual hot firing test. Nozzles with an operating altitude of 10km were designed. Hot firing tests were conducted to analyze the thrust characteristics according to the operating altitude changes. The actual thrust was calculated using each correction equation with the thrust value measured by the TMS.

Development of the Spark Torch Igniter for the 450 N-scale Methane-Oxygen Rocket Engine (450 N급 메탄-산소 로켓 엔진을 위한 스파크 토치 점화기 개발)

  • Sinyoung Park;Edam Choi;Eunjo Han;Jin Geon Kim;Dahae Lee;Eunkwang Lee;Minwoo Lee
    • Journal of Aerospace System Engineering
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    • v.18 no.1
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    • pp.53-63
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    • 2024
  • Adopting an engine igniter with high efficiency and ignition performance is essential for reliable operation of liquid rocket engines. In this study, we developed a spark torch igniter for a 450 N-scale methane-oxygen liquid rocket engine by conducting numerical analyses, igniter manufacturing and validation. Specifically, we conducted a parametric study for maximizing the enthalpy at the igniter exit, specifically by adjusting the mass flow rate, nozzle area ratio, fuel-oxidizer mixture ratio, and the igniter length-to-diameter. The heat transferred via the igniter nozzle exit was computed using 3-dimensional numerical simulations. We also manufactured and tested the igniter based on a deduced design to confirm ignition performance of the designed spark torch igniter. The igniter developed through this study could contribute to the development of practical propulsion systems such as upper-stage engines of small launch vehicles.