• 대한기계학회논문집B
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• 제27권12호
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• pp.1673-1680
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• 2003

It is essential to operate chemical lasers with supersonic ejector system as the laser output power goes up. In this research, ejector design parameter study was carried out for optimal ejector design through understanding the ejector characteristics and design requirements for chemical lasers operating. Designed ejector was 3D annular type with 2$^{nd}$ -throat geometry and pressurized air was used for primary flow. Ejector design was carried out with two steps, quasi-1D gas dynamics was used for first design and commercial code was used to verify the first design. In this study, to get the effect of ejector geometry on its performance, three cases of primary nozzle area ratio and 2$^{nd}$ -throat cross sectional area and two cases of 2$^{nd}$ -throat L/D ratio experiments were carried out. Primary and secondary pressures were measured to get the mass flow rate ratio, minimum secondary pressure, ejector starting pressure and unstarting pressure at every case. In the result, better performance than design level was shown and optimal ejector design method for chemical lasers was obtained.

• 한국추진공학회지
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• 제14권5호
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• pp.1-7
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• 2010

최근 이중목 노즐(Dual Throat Nozzle, DTN)을 사용하여 추진체의 추력을 제어하는 방 이 많은 주목을 받고 있다. 이중목 노즐은 공동을 사이에 두고 두 개의 노즐 목을 가지도록 설계된다. 본 연구에서는 DTN의 기초 유동특성을 조사하기 위하여, 수치해석적인 방법을 적용하였으며, 노즐압력비와 노즐목 면적비를 변화시켰다. 수치해석에서는 축대칭, 압축성 Navier-Stokes방정식을 풀기 위하여, 유한체적법을 적용하였다. 그 결과 본 수치해석은 실험결과를 잘 예측하였으며, DTN의 성능을 추력계수와 유출계수의 항으로 상세하게 설명하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
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• pp.547-550
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• 2008

A solid rocket motor has quite complex physical condition such exothermal chemical reaction in subsonic area and supersonic ex pansion in a converging-diverging nozzle. To introduce a simulation tool for compressible flow in supersonic range as well as incompressible chemical reaction zone in a whole rocket nozzle is a essential demand. Since the flow vary subsonic to super sonic, the convergence in computation becomes very low and unstable in a whole domain of rocket motor. This paper reports the 2-D Axisymmetric and simple 3-D solid propellant combustion and flow of gases in rocket motor by using a precondi tioning, shear stress turbulence modeling, AUSM(p). To simulate the simplified combustion process, Double base solid propellant is used to calculate reaction of solid propellant.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2004년도 춘계학술대회
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• pp.1589-1594
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• 2004

A numerical analysis has been performed to give an understanding of the physics of a compressible base flow with mass bleed in a Mach 2.47 freestream. Axisymmetric, compressible mass-averaged Navier-Stokes equations are computed using a two-equation turbulence model, standard ${\kappa}-{\omega}$, and a fully implicit finite volume scheme. The mass bleed is characterized by the change in the mass flow rate of the bleed jet non-dimensionalized by the product of the base area and freestream mass flux. The result showing that there is an optimum bleed condition with maximum base pressure, leading to a minimum base drag, is clearly predicted and the validation with experimental data shows reasonable agreement.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.371-374
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• 2011

이중연소 램제트 엔진의 초음속 난류 연소의 화염 안정성을 살펴보기 위하여 다차원 외삽을 이용한 고해상도 전산 유체해석을 수행하였다. 높은 엔탈피 조건의 수소/일산화탄소 합성 가스와 초음속 공기의 전단층 내 자발 점화를 살펴보았으며, 일정 단면적 연소기와 작은 확산각이 있는 초음속 동축 연소기에 대한 비교를 통하여 초음속 연소는 부상 화염의 특징을 보이며 화염 안정성이 압축성 효과에 크게 영향 받음을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제12권1호
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• pp.57-63
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• 2008

공기흡입식 추진 기관인 스크램제트 엔진은 연소기 내부 유동이 초음속으로 유동장의 연소기 내부 체류 시간이 수 ms로 매우 짧다. 이 짧은 시간동안 연소과정이 모두 이루어져야 하므로 초음속 연소기술에 대한 연구는 매우 중요하다. 본 논문은 초음속 연소 기술 중 연료-공기의 혼합을 증대시키는 방법에 관심을 두고 Cavity를 이용한 방법을 선택하여 높이를 10mm로 고정시키고 길이를 변화시켰으며, Cavity 후류에서 지름 1mm의 분사구를 통해 음속 let을 분사시키는 유동장을 형성하여 3차원 Navier-Stokes 방정식을 통해 점성 유동장을 해석하였다. 해석 결과 Cavity 길이/높이비(L/H)가 클수록 Vorticity가 값이 증가하였고 Vorticity의 증가 영역이 유동장의 위, 옆 방향으로 확장되는 것을 볼 수 있었다. 하지만 Vorticity가 증가하는 만큼 추력특성을 떨어뜨리는 정체압력 손실이 증가하므로 연소기 설계 시 최대의 혼합과 최소의 정체압력 손실을 고려한 최적 형상 설계가 필요하다는 것을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권9호
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• pp.11-19
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• 2006

초음속 축대칭 흡입구의 형상 설계를 위하여 원추 유동 해법과 충격파 근사 기법을 기반으로 하고 구배 기반의 최적화 기법을 이용한 설계 프로그램을 개발하였다. 압력 회복률과 항력을 고려한 두 가지 목적 함수에 대하여 충격파 위치와 카울의 형상, 흡입관 목 면적 등에 대한 제한 조건 등을 고려하여 여러 운용 조건에 대해 흡입구 설계를 수행하였다. 최적 설계를 위하여 압력 회복률과 항력을 동시에 고려한 목적 함수를 제안하고 압력 회복률만을 고려하여 설계된 흡입구 형상과 비교하였다. 설계된 결과는 전산 유체 역학을 이용한 비점성/점성 유동 해석으로부터 산출된 흡입구 성능 결과와 비교하여 검증하였으며 예측된 성능이 계산된 결과와 잘 일치하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권3호
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• pp.53-64
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• 2018

본 논문에서는 초음속 유동장 내 연료 수직 분사 조건에서 분사구의 형상에 따른 연료/공기 혼합 특성을 분석하고자 하였다. 이를 위해 동일한 분사구 출구 면적과 유량 조건에 대해 수소와 공기에 대한 비반응 유동장 전산 해석을 수행하였다. 해석 결과의 검증을 위하여 자유류 마하수 3.38, 제트-자유류 운동량 플럭스비 1.4 인 평판 분사 시험을 모의하였다. 5개의 서로 다른 형상을 갖는 분사구를 이용하여 형태에 따른 박리 구간, 분사 제트의 구조의 차이를 살펴보고 분사구 후류에서 수소의 침투 높이와 수소-공기의 혼합에 따른 가연 면적에 변화를 확인함으로써 분사구 형상에 따른 연료/공기 혼합 특성을 정량적으로 비교하였다.

• 한국음향학회지
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• 제39권4호
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• pp.364-370
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• 2020

우주 발사체의 초음속 플룸으로부터 발생하는 고강도 소음은 발사체에 음향하중으로 작용하여 전장품이나 탑재 위성의 오작동 및 고장을 유발한다. 음향하중을 발생시키는 로켓/제트소음의 예측은 초음속 난류 유동(소음원) 예측을 위한 전산유체해석과 음향(소음 전파) 해석이 결합된 모델이 주로 사용된다. 이때, 유동해석 시 계산영역 경계면에서 발생하는 반사파 아티팩트를 제거하기 위해 경계조건 외에 추가적으로 흡수층(sponge layer)과 같은 모델링이 적용된다. 하지만, 해석 대상에 따라 흡수층의 파라미터 최적화 연구가 선행되어야 하고 더 큰 계산 영역을 필요로 하기 때문에, 이는 해석시간 증가의 주요 요인이 된다. 이에 본 논문에서는 계산효율을 증대시키기 위해 흡수층 대신 유동해석 결과에 존재하는 반사파 아티팩트를 두 개의 마이크로폰 기법을 기반으로 하여 제거하는 방법을 처음으로 제안하고, 이를 실제 소형 초음속 제트소음 해석 결과에 적용하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권5호
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• pp.367-375
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• 2017

본 연구에서는 초음속 영역에서의 해머헤드형 노즈 페어링을 포함하고 있는 발사체 선두부에 대한 RANS 전산해석을 수행하였다. 층류, 완전 난류, 천이 모델을 이용한 2차원 축대칭 해석을 수행하여 실험 결과와 비교하였다. 레이놀즈수의 변화에 따라서 다른 유동현상이 나타남을 확인하였다. 높은 레이놀즈수에서는 경계층이 난류가 되어 발사체 표면에서 박리가 되지 않는다. 낮은 레이놀즈수 조건에서는 해머헤드형 노즈 페어링의 팽창-압축 모서리에서 경계층의 박리와 재부착으로 층류 박리 거품이 만들어진다. 받음각이 있는 3차원 계산에서 층류 박리 거품으로 발생되는 와류 구조를 확인할 수 있었다. 레이놀즈수에 따른 박리 거품을 예측하기 위해서 난류 천이를 고려해야 함을 확인할 수 있었다.