• 한국전산유체공학회지
• /
• 제9권3호
• /
• pp.18-25
• /
• 2004

Multi plume effects on the base heating have been Investigated with a CFD program. As the flight altitude increases, the plume expansion angle increases regardless of the single or clustered engine. The plume interaction of the clustered engine makes a high temperature thermal shear in the center of four plumes. At low altitude, the high temperature shear flow stays in the center of plumes, but it increases up to engine base with the increasing altitude. At high altitude, the flow from plume to base and the flow from base into outer free stream are supersonic, which transfers the high heat in the center of plumes to the base region. The radiative heat of the clustered engine varies from 220 kW/m² to 469 kW/m² with increasing altitude while those of the single engine are 10 kW/m² and 43.7 kW/m². And the base temperature of the clustered engine varies from 985K to 1223K, and those of the single engine are 483K and 726K. This big radiative heat of clustered engine can be explained by the active high temperature base flow and strong plume interactions.

• 항공우주기술
• /
• 제11권1호
• /
• pp.78-83
• /
• 2012

발사체에서 요구되는 고추력을 생성하기 위해서는 고추력 엔진 1기 혹은 낮은 추력의 엔진 여러 기를 클러스터링하는 방법을 사용한다. 각각의 장단점이 있지만, 발사체를 구성하는 시점에서 가용한 엔진 혹은 개발 가능한 엔진을 사용하여 요구 추력을 생성하게 된다. 한국형발사체의 1단 추진기관 시스템에 요구되는 추력은 300톤급으로 단일 엔진 시스템으로 구성하기에는 현 수준에선 무리가 있다고 판단되어 75톤급 액체 엔진 4기를 클러스터링하여 구성한다. 본 자료에서는 한국형발사체의 1단 클러스터드 엔진 배치에 대한 개념에 대해 다룬다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
• /
• pp.78-84
• /
• 2011

공기를 이용한 축소형 4 노즐 클러스터드 엔진 저부 유동에 대한 CFD 해석을 수행하여 격자 및 차분법, 난류 모델에 따른 비교를 수행하였다. 해석 결과 Roe나 AUSM 차분에 따른 차이는 발견되지 않았으나, 난류 모델에 따른 차이는 적지 않은 것으로 나타났다. 본 연구의 결과로는 Spalart-Allmaras 1 방정식 난류 모델이 SST k-w 모델에 비하여 경향성을 잘 맞추는 것으로 드러났다. 엔진 저부의 마하수, 압력 속도 등의 변화를 분석하면, 엔진과 엔진 사이의 외부 노출 공간에서 유동의 목을 형성하는 것은 아닌 것으로 보이고 이는 노즐과 노즐 사이의 공간이 목을 형성한다는 일부 해석적 이론에서 가정한 상황과 약간 다른 것이다.

• 항공우주기술
• /
• 제4권1호
• /
• pp.179-185
• /
• 2005

발사체의 추진 성능 및 효율성을 향상시키기 위한 로켓 구조물의 무게 절감은 발사체 개발에 있어 필수적인 사항이다. 특히 다수의 엔진 시스템을 클러스터링할 경우에는 엔진 지지부의 공간 축소가 추진기관 시스템의 고 효율성을 위해 필요하다. 본 논문에서는 클러스터링 엔진 시스템을 채택한 추진기관 시스템에 있어서 산화제 공급 배관의 분기 위치에 따른 추진기관 성능을 무게, 산화제 탱크 가압압력, 그리고 산화제 배관 내 2상 유동 발생 측면에서 비교, 검토하였다.

• 항공우주기술
• /
• 제11권1호
• /
• pp.68-77
• /
• 2012

공기를 이용한 축소형 4 노즐 클러스터드 엔진 저부 유동에 대한 CFD 해석을 수행하여 수치 방법에 대한 비교와 저부 유동을 분석하였다. 해석결과 Roe나 AUSM의 공간 차분법에 따른 차이는 없었으며, Spalart-Allmaras 1 방정식 난류 모델이 SST k-${\omega}$ 모델이나 k-${\varepsilon}$ 모델에 비하여 본 연구에 비교적 적합한 것으로 나타났다. 클러스터드 엔진 저부 영역은 팽창된 노즐 플룸이 서로 만나면서 고압의 정체 영역을 일부 형성하며, 일부의 플룸이 저부 방향으로 역류 팽창하는 것이 관측된다. 저부로 팽창된 플룸은 노즐과 노즐 사이의 최소 공간으로 정의되는 "최소 배출면"을 통해 외기로 빠져 나가는 데 저부면에 가까울수록 더욱 빠른 속도로 빠져나가고 경험적 이론과 다르게 노즐과 노즐 사이의 공간 전체가 유동의 목을 형성하는 것이 아닌 것으로 확인된다. 또한 노즐 벽면 온도가 역류 플룸의 온도에 큰 영향을 끼치는 것을 확인하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
• /
• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
• /
• pp.432-435
• /
• 2008

Launch vehicle for injecting the satellite into its orbit is composed with propulsion system, guidance and navigation system, telemetry and so on. Among the others, the propulsion system is the most important part, because that is the key factor of failure of launch vehicle. Especially, the most of failures were occurred in time of engine startup. Therefore, the study of the conditions for stable engine startup is needed at the first step of development. The many researches were accomplished for mathematical modeling, stable startup engine and control of liquid propellant rocket engine. But the cavitation problem that can be occurred at an inlet of pump associated with propellant feeding system wasn't considered in these works. In this paper, propulsion system model was integrated with clustered engines and propellant feeding system for the simulations of engine startup. As the results of simulations, the requirements were deduced for the stable engine startup without the cavitation at an inlet of pump.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.521-523
• /
• 2004

The Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) has proposed new vertical take-off and landing (VTOL) aircraft known as the Jet-VTOL aircraft shown in Fig.1. The Jet-VTOL aircraft is based on a canard wing configuration. The aircraft has the clustered lift-fans mounted near the center of gravity for vertical flight, and has the clustered fans mounted beside the vertical tail for cruise flight. Both fans are driven by the core engine mounted inside the aft end of fuselage. The propulsion system is innovative and attractive not to be seen even in the world.

• 한국가시화정보학회:학술대회논문집
• /
• 한국가시화정보학회 2004년도 Proceedings of 2004 Korea-Japan Joint Seminar on Particle Image Velocimetry
• /
• pp.75-80
• /
• 2004

Aerospike nozzles have been expected to be used for an engine of a reusable space shuttle to respond to growing demand for rocket-launching and its cost reduction. In this study, the flow field structures in any cross sections around clustered linear aerospike nozzles are visualized and analyzed, using laser induced fluorescence (LIF) of nitrogen monoxide seeded in the carrier gas of nitrogen. Since flow field structures are affected mainly by pressure ratio, the clustered linear aerospike nozzle is set inside a vacuum chamber to carry out the experiments in the wide range of pressure ratios from 75 to 200. Flow fields are visualized in several cross-sections, demonstrating the complicated three-dimensional flow field structures. Pressure sensitive paint (PSP) of PtTFPP bound by poly- IBM -co-TFEM is also applied to measurement of the complicated pressure distribution on the spike surface, and to verification of contribution of a truncation plane to the thrust. Finally, to examine the effect of the sidewalls attached to the aerospike nozzle, the flow fields around the nozzle with the sidewalls are compared with those without sidewalls.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
• /
• pp.857-862
• /
• 2011

상세 화학반응 모델을 이용하여 3차원 터빈 배기가스 유동을 2차원 축대칭 유동으로 가정하여 해석하였다. GRI의 35 화학종 217 단계의 상세 모델과 메탄 반응만을 간략화 시킨 11화학종 15단계 모델을 적용하여 비교하였다. 메탄 화학반응을 적용한 결과 저부에서 터빈 배기가스의 이차 연소가 나타났고 터빈 배기 노즐이 없는 경우에 비하여 온도가 600K 정도 더 높게 나타났다. 실제 3차원 문제에서는 국부적인 온도는 더 높을 수 있음을 의미한다. 화학 반응 모델에 따라 저부에서의 연소 영역과 화학종 분포도 약간 다르지만 저부에서의 이차 연소는 모두 포착하였다. 다만 간략화된 모델인 경우 엔진 플룸의 구조에 약간의 영향을 주는 것을 관측된다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
• /
• 한국전산유체공학회 2006년도 PARALLEL CFD 2006
• /
• pp.275-278
• /
• 2006

Japan Aerospace Exploration Agency has introduced a new terascale clusterd SMP system as a main compute engine of Numerical Simulator III for aerospace science and engineering research purposes. The system is using Fujitsu PRIMEPOWER HPC2500; it has computing capability of 9.3Tflop/s peak performance and 3.6TB of user memory, with about 1,800 scalar processors for computation. In this paper, we first present the performance evaluation results for aerospace CFD applications with hybrid programming paradigm used at JAXA. Next we propose a performance prediction formula for hybrid codes based on a simple extension of AMhhal's law, and discuss about the predicted and measured performances for some typical hybrid CFD codes.