• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.258-261
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• 2003

액체로켓 엔진에 사용되는 가스발생기의 최적설계와 연소해석을 수행하였다. 추진제는 RP-1/LOx 이고, open cycle터보펌프 시스템을 사용하였으며, 가스발생기는 농후(fuel-rich)연소를 적용하였다. 최적설계의 목적함수는 주연소실의 비추력이 최대가 되는 것으로 하였다. 설계변수는 가스발생기의 O/F비, 유량(mass flow rate into gas generator), 터빈 노즐 출구 각, 부분분사비, 그리고 터빈 원주속도로서 이들을 이용하여 가스발생기의 열역학적 성능을 계산하였고, 설계제한조건인 가스발생기 연소실 총온도와 터빈-펌프의 출력일치(matching)를 만족하면서 목적함수를 최대화 할 수 있는 가스발생기의 형상과 성능조건을 확인하였다. 연소해석을 통하여 난류고리 장착에 따른 연소가스의 혼합길이와 연소실 직경을 검토하고, 반경방향의 온도분포 등을 살펴보았다.

• 청정기술
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• 제10권3호
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• pp.159-168
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• 2004

벤젠에 대한 흡착실험이 활성탄과 제올라이트 13X 흡착제에 대하여 수행되었다. 단일 흡착탑과 두 흡착제로 충진된 이중 흡착탑에서 동적흡착특성이 조사되었다. 원료의 유량은 파과시간에 큰 영향을 주지 않았다. 활성탄에 대한 벤젠의 비흡착량이 제올라이트 13X보다 큰 반면, 제올라이트 13X의 밀도가 더 크게 때문에 흡착탑 부피당 흡착량은 제올라이트 13X가 더 컸다. 이중흡착제로 충진된 흡착탑에 대한 동적실험에서 물질전달영역의 길이가 원료의 흐름방향에 따라 달라졌다. 원료 주입구에 활성탄이 충진되고 탑의 출구에 제올라이트 13X가 충진될 때 파과시간은 더 길고 파과곡선은 더 날카롭게 얻어졌다. 또한 두 흡착제의 충진비율에 따라서 파과시간과 파과곡선의 기울기가 영향을 받았다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제38권3호
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• pp.255-262
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• 2014

판형열교환기의 증발과정에서 오일에 위한 영향을 알아보기 위해 마이크로 기어 펌프를 이용한 냉매-R134a 순환 성능실험 장치를 구성하여, 증발열전달 실험을 수행하였다. POE 오일을 펌프를 이용하여 냉매 질량 유량에 비례하도록 0~5%를 첨가하여, 오일순환량에 따른 열전달계수 변화를 측정하였다. 오일순환율이 증가할수록 R134a 증발 열전달계수는 감소하며, 압력손실은 증가한다. 질량유량 80 g/s, 증발 온도 $30^{\circ}C$ 일 때, 오일 순환율 2%조건에서 무오일 대비 약 10%의 열전달계수가 감소하였고, 압력손실은 약 10% 증가하였다.

• 항공우주기술
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• 제1권1호
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• pp.163-172
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• 2002

액체로켓용 터보펌프시스템의 주요한 구성품의 하나로서 고압 터보펌프의 구동에 사용되는 터빈시스템 설계에 대한 연구가 수행되었다. 터빈시스템은 가스발생기에서 발생된 고온/ 고압의 연소가스의 운동에너지를 펌프를 구동시킬 수 있는 기계적 에너지로 전환하는데, 노즐을 통해 연소가스의 운동 에너지를 증가시켜 펌프와 동일 축으로 연결된 동익을 회전시킨다. 액체로켓엔진의 시스템설계의 결과로 주어지는 압력비, 일량, 입구온도, 입구압력 등의 요구조건하에, 이를 만족시키는 터빈 시스템(노즐 및 동익)의 설계연구가 수행되었다. 터빈시스템은 입/ 출구 압력비에 따라서 개방형(Open Type)과 밀폐형(Closed Type)으로 나눌 수 있는데, 개방형의 경우 높은 압력비와 소량의 유량을 필요로 하며 충격형(Impulse Type)의 동익이 사용되며, 낮은 압력비와 다량의 유량을 필요로 하는 밀폐형의 경우 반동형(Reaction Type)의 동익이 사용된다. 시스템의 단순화 및 효율화를 위해서 본 연구에서는 개방형 터빈시스템이 채택되었으며, 특히 개방형 터빈의 특징인 소량의 유량이 터빈을 구동하므로 효율을 증가시키기 위해서 부분분사노즐(Partial Admission Nozzle)이 채택되었으며, 이의 효율에 미치는 영향이 연구되었다. 공기역학적 이론과 실험에 근거한 이론이 사용되었으며, 차후에 항공우주연구원에서 터빈 상사시험을 통하여 본 연구에 적용된 설계를 검증하고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권1호
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• pp.23-32
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• 2016

초고속으로 비행하는 물체의 항력을 줄이기 위해 노즈콘으로부터 제트를 분사하는 다양한 연구가 진행되고 있다. 본 연구에서는 항력감소의 기초자료와 핵심 변수를 파악하기 위해서 미국의 항력감소용 분사 제트 연구 동향을 조사하고 요약하였다. 연구에 활용한 노즈콘 모델의 형상은 반구 실린더, 잘린 콘, 재돌입 캡슐이었으며, 각 모델의 시험조건에 대해 정리하였다. 항력감소의 핵심 변수는 분사제트의 마하수, 질량유량, 압력비율이다. 항력감소효과는 주어진 조건에 따라 다양한 결과를 보였지만, 최대 40~50% 정도까지 항력이 감소하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.457-460
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• 2012

본 연구는 7톤급 연소기용 분사기 검증을 위한 축소형 연소기의 설계 및 제작에 관한 것이다. 7톤급 연소기의 헤드부는 90개의 동축 와류형 분사기로 구성되며, 연소실은 케로신 재생냉각 일체형 연소기이다. 7톤급 연소기에 적용할 분사기로 차압 및 리세스 수를 달리한 분사기를 설계하였다. 설계된 분사기를 실물형 연소기에 적용하기 전 축소형 연소기에 먼저 적용하여 분사기 작동성 및 성능검증을 하고자 한다. 축소형 연소기는 분사기 19개로 구성되며, 연소압력 70 bar, 총 추진제 유량은 4.3 kg/s, 혼합비는 2.45이다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권2호
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• pp.9-15
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• 2013

Shchelkin 나선으로 알려진 나선형 난류고리가 아세틸렌-산소 혼합기의 데토네이션파의 성능에 미치는 영향을 실험적으로 연구하였다. 고속응답 압력 트랜스듀서로 측정된 압력 피크의 시간차를 이용하여 데토네이션파 속도를 산출하였다. 또한 추력대를 이용해 데토네이션파의 강도를 측정하여 나선형 난류고리가 연소성능에 미치는 영향을 분석하였다. CFD를 이용하여 간접적으로 유량을 산출하고, 최대 충진률을 위한 최소 충진시간을 도출하였다. 아세틸렌-산소 추진제의 당량비 2.4에서 최대속도 및 압력을 나타냈으며, CEA로 계산된 C-J 속도와 유사한 값을 보였다. 짧은 연소기와 짧은 나선형 난류고리를 사용하는 경우에 최대의 데토네이션파 속도를 나타냈지만, 반대로 난류고리를 사용하지 않은 긴 연소기에서 최대 추력성능을 보였다.

• Design & Manufacturing
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• 제13권2호
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• pp.37-43
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• 2019

This study conducted a research as to condensation heat transfer friction loss headby using three types of flat micro multi-channel tubes with different processing of micro-fin and number of channels inside the pipes and different sizes of appearances. In addition, identical studies were conducted by using smoothing circular tubes with 5mm external diameter to study heat enhancement factor and pressure drop penalty factor. 1) The friction head loss showed an increase as the vapor quality and mass flux increased. In case of saturation temperature, it shows an increase as it gets lower. These factors are the reason occurring as the lower the saturation temperature is, the higher the density of refrigerant vapor gets. The influence of heat flux is similar as the dryness is low, but as it gets higher, it lowers in heat flux, and as the high temperature of high heat flux, it is a factor that occurs as the density gets lower. 2) RMS error of the in case of friction head loss, it showed to be predicted as 0.45~0.67 by Chisholm, Friedel, Lockhart and Martinelli. 3) As forfriction head loss penalty factor, the smaller the aspect ratio is, the larger the penalty factor gets, and as for the effect of micro-fin, the penalty factor increased because it decreases to the gas fluid the way groove for the refrigerant's flow.

• 한국추진공학회지
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• 제23권3호
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• pp.58-66
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• 2019

본 연구에서는 다단연소 사이클 로켓엔진의 구성 부품에 대한 관계식을 이용하여 통합 엔진 시스템 성능해석 프로그램을 구축하여 시동 특성을 해석하였다. 엔진의 시동 특성은 다단연소 사이클 엔진의 시동부터 정상상태에 도달하는 시간까지 엔진 시스템의 진행과정 전체를 고려하여 해석되었다. 엔진의 시동과정동안 엔진의 엔진 파워팩의 RPM, 예연소기의 O/F비와 압력, 추진제의 유량과 같은 엔진 구성품의 시동 특성을 도출하였다. 또한 엔진의 시동과정에서 도출된 엔진의 성능특성 데이터와 실제 엔진의 연소시험을 통한 성능 데이터를 비교하였으며, 비교결과 엔진 시동과정의 해석 프로그램이 타당한 것으로 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제24권5호
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• pp.21-33
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• 2020

본 연구에서는 액체 수소를 연료로 사용하는 팽창기 사이클 로켓 엔진의 시스템 해석을 위한 프로그램을 개발하였다. 수소의 물성치는 온도에 따른 이성질체의 비율을 고려하였다. 팽창기 사이클 엔진의 개방형과 폐쇄형 형식에 따른 해석 절차를 수립하고 부품별 해석 방법을 제시하였다. 본 해석 프로그램의 검증을 위해 팽창기 사이클 엔진인 Vinci와 SE-21D를 대상으로 엔진 작동점의 성능 및 국외에서 수행된 해석 결과와 비교하였다. 해석 결과, 입력 정보가 부정확한 일부를 제외한 추진제의 질유량, 비추력, 동력과 같은 시스템의 주요 성능 인자는 1~2% 내외의 오차로 높은 정확도를 나타내었다.