nglaura/koreascience-summarization huggingface dataset:
밀폐용기 내 Zirconium/Potassium Perchlorate의 연소를 수치적 모델링을 통해 전산해석을 수행하였다. 5차 WENO 공간차분법과 improved delayed detached eddy (IDDES) 난류모델을 사용하여 충격파가 동반되는 내부 유동구조를 모사하였고, 라그랑지안 연소모델을 통해 화약 입자를 계산하였다. 옆면 중앙에 센서가 설치된 원통형 밀폐용기 내부 유동분석을 통해 압력 진동이 발생하는 원인을 규명하였다. 또한 센서 다이어프램 깊이 변화에 따라 측정되는 압력 데이터를 실험값과 비교분석 하였다. 그 결과 센서 탭의 깊이가 약 2.36 mm 이상으로 커지면 유동속도가 아음속으로 감쇠하고 복잡한 eddy가 발생하여 측정값에 큰 불규칙성을 야기하는 현상을 관측하였다.

A computational fluid dynamics simulation of pyrotechnic material combustion inside a cylindrical closed vessel was carried out using the Eulerian-Lagrangian method. The 5th order upwind WENO scheme and the improved delayed detached eddy turbulence model were implemented to capture shock waves. The flow structure was analyzed inside the cylindrical vessel with a pressure sensor installed at the side wall center. The analysis revealed that the pressure oscillated because of the shock wave vibration. Additionally, the simulation results with four different sensor tab depths implied that, inside the sensor tab, eddies were generated by the excessively large gap between the sensor diaphragm and the side wall. These eddies caused irregularity to the measured time-pressure curve, which is an undesirable characteristic.

(게재일: 2018.04.01)
본 논문에서는 재사용 발사체와 발사체의 회수과정에서 사용된 기술에 대해 소개하고 분석한다. 이를 위하여 세계 각국의 재사용 발사체를 조사하였으며 발사체 회수 부분에 따라 기술을 분류하였다. 특히, 실제 비행에 성공한 Space X의 Falcon 9과 Blue Origin의 New Shepard의 회수과정을 중심으로 조사하였으며 비행 조건에 따라 적용된 기술들을 분석하여 특징들을 나열하였다. 이를 통하여 추후 한국형 발사체가 발사 비용을 절감하기 위해 사용할 수 있는 재사용 기술들에 대해 소개하고자 한다.

In this study, development information and technologies for reusable launch vehicles were surveyed. We investigated the reusable launch vehicles developed in various countries and analyzed their recovery technologies. In particular, we focus on the technologies of the Falcon 9 of SpaceX and the New Shepard of Blue Origin, which have succeeded in several flight experiments. Moreover, we explain the control algorithms for each flight condition. Finally, we discuss the reusable technologies that can be applied to the Korean Space Launch Vehicle to reduce the launch cost.

(게재일: 2018.04.01)
본 연구에서는 횡단류 공기유동에 수직으로 분사되는 액체제트의 분열거리와 액주궤적에 대한 음향가진의 영향을 살펴보았다. 이를 위해 단공 원형노즐 분사기를 이용하여 동일한 횡단류 공기속도에서 분사압력과 음향가진의 크기를 변화시켜가며 수류실험을 수행하였다. 또한 음향가진 주파수 기준 12개의 위상각에서 분무 이미지를 얻어 위상각 변화에 따른 영향을 확인하였다. 실험결과 분열길이는 비가진 상태에 비해 음향가진 상태에서 전반적으로 감소하였지만 위상각에 따른 변화는 발견되지 않았다. 본 실험 범위 내에서 음향가진은 수직분사 액체제트의 액주궤적에 거의 영향을 주지 못하였다.

This study investigated the acoustic forcing effects on the liquid column breakup length and the trajectory of liquid jets in crossflows. Cold-flow tests with a single hole circular nozzle injector were carried out by changing the injection pressure and acoustic forcing amplitude. Additionally, spray images were obtained at 12 phase angles to investigate the influence of the phage angle. The results revealed that the liquid column breakup lengths generally decreased under the acoustic forcing conditions, in comparison to those under the non-acoustic forcing conditions. However, they were not affected by the variation in the phase angles. On the contrary, it was found that the acoustic forcing hardly influenced the liquid column trajectories.

(게재일: 2018.04.01)
엔진 당량비의 제어오차가 요구범위를 불만족할 확률을 분석하였다. 당량비의 제어오차는 무작위 불확실요소와 인식론적 불확실요소로부터 동시에 영향을 받는다. 무작위 불확실요소는 일반적으로 확률 분포가 주어지므로 민감도 기반의 신뢰성 해석기법을 이용해 쉽게 해석이 가능하다. 확률분포를 알기 어려운 인식론적 불확실요소를 다루기 위해서는 새로운 접근법이 필요하다. 무작위 불확실요소에 대한 신뢰성 해석결과를 베이지안 추론에 이용함으로서 엔진 당량비의 제어오차가 요구범위를 불만족할 확률에 대한 확률분포를 구할 수 있었다. 이러한 접근은 무작위 불확실요소와 인식론적 불확실 요소가 동시에 존재하는 공학시스템 해석에 유용하게 사용될 수 있다.

This paper analyzes the probability of failure for the equivalence ratio error. The control error of the equivalence ratio is affected by the aleatory and epistemic uncertainties. In general, reliability analysis techniques are easily incorporated to handle the aleatory uncertainty. However, the epistemic uncertainty requires a new approach, as it does not provide an uncertainty distribution. The Bayesian inference incorporates the reliability analysis results to handle both uncertainties. The result gives a distribution of failure probability, whose equivalence ratio does not meet the requirement. This technique can be useful in the analysis of most engineering systems, where the aleatory and epistemic uncertainties exist simultaneously.

(게재일: 2018.04.01)
본 연구에서는 초고속 비행체 고공환경 모사실험 설비에 대한 설계와 상온실험을 진행하였다. 시험 모델의 폐색율, 각도, 길이에 따른 변수실험을 진행하고, 변수에 따른 벽면압력변화를 확인하였다. 폐색율은 40%의 영역에서도 운용이 가능하며, 각도는 45도 이하의 크기에서 모델을 선정해야함을 확인하였다. 길이의 변수는 폐색율과 각도의 변수에 비하여 영향이 크지 않은 것을 확인하였다. 이를 통해서 초고속 비행체 시험설비에서 원뿔형 모델의 설계 변수에 따른 성능 데이터베이스를 확보하였다.

In this study, a cold flow test was carried out on a high-speed vehicle facility with a high-altitude environment simulator. Variable test was carried out according to the blockage ratio, angle, and length of the test model. It is confirmed that the blockage rate can be operated in the range of 40%, and that the model should be selected at an angle of 45 degrees or less. The variables of length are less dominant compared to the variables of blockage rate and angle. Through this, a database is obtained according to the parameters of the conical model of the high-speed vehicle test facility.

(게재일: 2018.04.01)
본 연구에서는 유입후퇴율 거동에 대한 정성적인 예측을 위하여 나노 및 마이크로 알루미늄 입자가 10 wt.% 첨가된 파라핀/알루미늄 연료에 대해 열적특성 및 유변학적 특성에 관한 분석을 수행하였다. 측정결과, 알루미늄 입자 혼합연료에 대하여 열적특성 대비 유변학적 특성에 입자첨가 여부 및 입자크기의 영향이 존재함을 확인하였다. 또한, 열적특성에 나타난 변화에 비해 유변학적 특성에 나타난 변화가 유입후퇴율에 큰 영향을 미치고 민감함을 확인하였다.

In this study, the thermal and rheological characteristics of a 10 wt.% addition of aluminum particles and the effect of the particle size were investigated to qualitatively analyze the paraffin fuel entrainment regression rate. The results revealed that the addition of aluminum particles and their relative particle size affected the rheological characteristics, rather than the thermal characteristics. Moreover, it was found that the variation of thermal properties had a minor effect on the entrainment regression rate, in comparison to the variation in rheological properties.

(게재일: 2018.04.01)
고체추진기관 내에 점화기와 추진제 그레인 간격에 따라 화염에 의해 발현되는 내부 유동 형태에 대해 전산유체해석(CFD)를 이용하여 살펴보았다. 실린더형과 슬롯형 추진제 그레인에 대해 실린더형은 간격 1 mm, 3 mm, 5 mm, 슬롯형은 점화기의 화염 분출구가 넓은 간격에 위치한 경우와 좁은 간격에 위치한 경우에 대해 수치 해석을 수행하였다. 실린더형은 간격이 좁을수록 점화기와 추진제 사이에 고압력이 형성되며, 점화기 말단 부근에서 압력 강하 또한 상대적으로 크게 나타났다. 실린더형은 간격에 영향을 받았으나, 슬롯형은 화염 분출구 위치에 관계없이 압력 형태가 유사하게 나타났으며, 실린더형 간격 5 mm와 유사한 결과를 보였다.

Flow analysis using computational fluid dynamics was conducted to investigate the effect of the igniter flame caused by the gap between the igniter and the propellant grain in a solid rocket motor. Two propellant grain types were assumed; namely cylinder type (1 mm, 3 mm, and 5 mm gap) and the slot type. The slot type had two igniter hole locations. One was located at the small gap of the propellant grain, and the other one was located at the large gap. In the case of the cylinder type, the pressure in the igniter zone was higher with a thinner gap. Additionally, in the case of the cylinder type, the pressure difference between the igniter installed zone and the free volume was also higher as the gap became lower. The cylinder types were affected by the gap distance, but the slot types were not. Moreover, the results of the slot types were similar to the 5-mm gap case of the cylinder type.

(게재일: 2018.04.01)
일반적으로 다단 축류 터빈은 높은 팽창비에서 유동 가속으로 인하여 특정 단에서 초킹 현상이 발생하게 된다. 입구 유량 경계조건을 사용하는 일반적인 평균반경해석법을 사용하는 경우 유량 변화없이 팽창비만 증가하게 되는 초킹 현상을 예측하는데 한계가 있다. 본 연구에서는 이러한 문제점을 해결하기 위해 초킹 영역에서의 성능을 예측하는 알고리즘을 제안하였다. 초킹 지점 이후에는 초킹이 발생하는 노즐 혹은 로터 출구 유동이 팽창하는 특성을 반영하여 고정된 유량 조건에서 팽창비가 변할 수 있도록 알고리즘을 구성하였다. 계산된 결과를 다단 축류 터빈 전산해석 결과 및 실험결과와 비교하여 신뢰성을 확인하였다.

In general, the choking phenomenon occurs due to the flow acceleration of a turbine under high pressure-ratio. During choking, the total pressure ratio increases without any variation in the mass flow rate. It is difficult to predict choking characteristics by using conventional meanline analysis, which utilizes mass flow inlet boundary condition. In this study, an algorithm for predicting the choking point is developed to solve this problem. In addition, a performance estimation algorithm is presented to estimate the performance after choking, based on the flow behavior of flow expansion at the choked nozzle or rotor. The analysis results are compared with 3D CFD analysis and experimental data to validate this method.

(게재일: 2018.04.01)
냉각채널에서의 압력 손실을 수치적으로 연구하기 위하여 채널의 축 방향에 대한 각도, 채널 내부의 유체의 유속, 채널의 직경을 변화시키며 수치해석을 진행하였다. 채널의 축 방향에 대한 각도 변화에 따라서 압력 손실은 큰 변화가 없었다. 하지만 일반적으로 알려진 대로 채널의 직경이 커지면 압력손실이 감소하고, 유체의 유속이 느려지면 압력손실이 감소하는 경향은 두드러지게 나타났다. 이러한 결과는 무차원화 하여 정량화하였고, 기존 채널내부의 압력손실에 대한 경험식과 비교하여 기존 경험식의 타당성을 확인하였다. 본 연구에서 획득한 정보는 향후 냉각채널을 설계할 때 압력손실을 고려함에 있어 도움이 될 것으로 판단된다.

The pressure loss in a cooling channel was investigated by conducting a numerical analysis, which was performed with a different channel angle in the axial direction, velocity of flow, and diameter of channels. The pressure loss did not change much with respect to the different channel angle. However, the pressure loss tended to decrease if the diameter of the channel increased and the velocity of the flow decreased. The results were quantified by a nondimensional method and compared to an existing experimental equation to validate them. The data obtained by this study would be helpful in the design process of a cooling channel considering the pressure loss.

(게재일: 2018.04.01)
기술의 발전은 소형화, 집적화, 그리고 경량화를 가능하게 하였고, 기존의 중 대형 인공위성이 수행하던 임무를 소형 인공위성이 대체할 수 있게 하였다. 소형 인공위성의 수요가 증가함에 따라, 소형 인공위성의 정확한 자세 및 위치의 제어를 위한 미소 추력기의 필요성이 대두되고 있다. 레이저 삭마 미소 추력기는 넓은 추력 범위와 낮은 단일 임펄스, 그리고 입사 레이저 에너지 대비 높은 모멘텀을 보여주어, 소형 인공위성의 새로운 추력기 후보로 고려되고 있다. 본 논문에서는 레이저 삭마 미소 추력기의 개요를 설명하고, 최근 연구 동향을 소개한다.

With the advancement in technology, miniaturization, integration, and weight reduction of satellite components have become possible. In this regard, existing medium and large satellites have been replaced by small satellites. As the demand for small satellites increases, the need for micro-thrusters has emerged for precise attitude and position control. A laser ablation micro-thruster, which generates thrust by using ablation jets that offer a wide range of thrusts and low-impulse thrusts, is considered as an alternative for micro-thrusters in small satellites. The objective of the present study is to introduce configurations of the laser ablation micro-thruster and its research trend.

(게재일: 2018.02.01)
초음파 진동자에 의해 미립화된 케로신 분무연소의 OH 라디칼과 CH 라디칼의 자발광 특성을 고찰하기 위한 실험이 수행되었다. ICCD 카메라를 이용하여 분무화염의 자발광 강도를 측정하였으며, 연소 시 소모된 연료량은 정밀유량측정법으로 계측하였다. 그 결과, 연료소모율은 수송기체인 공기 공급유량에 선형적으로 증가하였으며, 분무연소의 특징인 전형적인 그룹 연소가 관찰되었다. OH 라디칼과 CH 라디칼을 분석한 결과, 분사방향으로의 유량 증가에 따라 라디칼 방사강도의 최댓값은 감소하고 그 위치는 후류로 이동하여 반응대의 폭은 증가하였다.

An experimental study was performed to investigate the chemiluminescence characteristics in the spray combustion of ultransonically atomized kerosene. The radical intensity of the spray flame was measured using an ICCD camera and the amount of fuel consumed was obtained by a precise flow-rate measurement technique during combustion. Fuel consumption increased linearly with the increase in carrier-gas flow rate, and typical group combustion, which is a characteristic of spray combustion, was observed. It was found from the analysis of chemiluminescence that the maximum emission intensities of OH and CH radicals decrease, and they move downstream resulting in the increase in a vivid reaction zone as the spray flow rate increases.

(게재일: 2018.02.01)
에너지 물질의 수명평가는 중요하게 여겨지지만, 여러 가지 어려움을 갖고 있다. 먼저 노화시험에 매우 긴 시간이 소요되고, 에너지 물질이기 때문에 취급 시 항상 위험이 존재한다. 이런 이유들로 인해서 예측이나 계산 방법들이 발달되어 왔다. 에너지 물질은 열을 내놓으면서 분해되기 때문에, 에너지 물질의 열적 특성을 분석하는 것은 에너지 물질의 분해와 노화 특성을 이해하는데 매우 중요하다. 이번 연구에서는 첫째, DSC를 기초데이터로 하여 AKTS software를 이용하여 간단한 열분석으로부터 열적인 노화 특성을 예측하는 결과들을 발표하고, 둘째, AKTS software를 통해 물성측정 점 데이터로부터 적절한 kinetic 모델을 설정하고, 그 모델로부터 노화에 따른 특성변화를 예측하는 결과를 나타내었다.

The evaluation of the shelf-life of energetic materials is important. However, there are several difficulties associated with the evaluation. First, aging experiments require a considerable amount of time. Second, treating highly energetic materials is dangerous. For these reasons, many evaluation methods have been developed. Because most energetic materials decompose with the evolution of heat, it is important to analyze the thermal properties of energetic materials in order to understand decomposition and aging properties. In this paper, we describe the estimation of thermal aging properties and develop a kinetic model from spot data set of mechanical properties and estimate aging properties for mechanical results.

(게재일: 2018.02.01)
초고속 비행체의 성능을 향상시키기 위해 비행체 선두부에 대한 연구가 다양하게 수행되고 있다. 본 연구에서는 초음속 영역에서 역분사 공기 제트를 활용하여 유동 특성 및 항력 감소에 대한 실험 연구를 수행하였다. 고속카메라를 활용한 쉴리렌 가시화 방법으로 분사 유동을 가시화 하였으며, 토크센서를 이용해 분사 압력 조건에 따른 항력 변화를 측정하였다. 측정 결과, 분사 압력비 1.58 ~ 1.70 조건에서 비정상 상태의 유동이 정상 상태로 변화하였으며, 역분사 공기 제트의 분사 압력이 높을수록 항력이 감소하는 경향을 보였다.

To improve the performance of high-speed vehicles, various studies have been carried out on the head of vehicles. In this study, tests are conducted on flow characteristics and drag reduction using counterflow air jets in supersonic flow. The flow is visualized by the Schlieren method using a high-speed camera, and the drag is measured using a torque sensor according to the injection pressure conditions. The results of the measurements indicate that the flow changes from unsteady state to steady state for injection pressure ratios between 1.58 and 1.70, and drag reduction is observed as the pressure of the counterflow air jets increases.

(게재일: 2018.02.01)
고체 로켓 추진기관 노즐의 내열재로 사용되는 탄소/페놀릭 복합재료의 열반응 수치해석을 수행하였다. 본 논문에서 탄소/페놀릭 재료의 열반응 해석은 (1) 로켓 노즐벽에서 대류열전달계수를 구하기 위한 연소가스의 경계층 적분방정식 수치해석과 (2) 삭마두께, 숯깊이 및 온도를 계산하기 위한 탄소/페놀릭의 열반응(열분해, 삭마)을 고려한 1차원 열전도 해석으로 구성된다. 시험결과와 해석결과를 비교 분석하였으며, 목삽입재 좌우 인접 부위를 제외하고 잘 일치하는 것을 확인 할 수 있었다.

The thermal response of carbon/phenolic used in a solid rocket nozzle liner was analyzed. In this paper, the numerical analysis of the thermal response of carbon/phenolic consists of (1) the integration equation of the boundary layer to obtain the convective heat transfer coefficient of the combustion gas on the rocket nozzle wall and (2) 1-D finite difference method for heat conduction of carbon/phenolic to calculate the ablation, char, and temperature. The calculated result was compared with the result of a blast-tube-type test motor. It is found that the calculated result shows good agreement with the thermal response of the test motor, except at the vicinity of the throat insert.

(게재일: 2018.02.01)
전단 동축형 인젝터를 통해 분사된 기체메탄-기체산소 확산화염의 가연한계와 구조분석을 위해 인젝터 리세스와 추진제 공급유량에 따른 연소실험이 수행되었다. 연구 결과, 추진제 운동량 플럭스 비가 증가함에 따라 높은 산화제 레이놀즈 수 구간에서도 안정적인 부착화염이 관찰되었으며, 인젝터 리세스는 화염의 형태와 가연한계에 큰 영향을 미치지 않음을 확인하였다. 자발광 기법을 통해 가시화된 부착화염은 추진제 분사조건이 변함에도 불구하고 항상 일정한 지점에서 최대 OH 라디칼 방사강도를 나타내었으며, 그 강도는 리세스에 의해 심하게 감소함을 확인하였다.

In order to analyze the flammability limit and structure of the gaseous methane-gaseous oxygen diffusion flame formed through a shear coaxial injector, combustion experiments were carried out according to the condition of injector recess and propellant mass-flow rate. As a result, it was confirmed that stable anchored flame was observed even at the high oxygen Reynolds number as the propellant momentum flux ratio increased, and that the recess had no significant influence on the flame shape and flammability limit. The anchored flame visualized through a chemiluminescence showed the maximum OH radical emission intensity at a specific position, irrespective of the propellant injection condition, and the radical intensity was greatly reduced by the injector recess.

(게재일: 2018.02.01)
듀얼 벨 노즐과 확장-굴절(E-D) 노즐을 결합한 형상의 가능성을 확인하기 위해 기초 전산수치해석 연구를 수행하였다. 듀얼 벨 노즐은 한국형발사체 1단 노즐을 기반으로 설계하였고, 그 형상에 확장-굴절(E-D) 노즐 개념을 적용하였다. 입구 조건은 8 화학종 동결유동 해석을 진행하였고, 난류 모델은 k- SST로 선정하였다. 격자 민감도 해석을 통해 24만개의 최적 격자수를 선정하였다. 해석 결과 듀얼 벨 노즐에 확장-굴절(E-D) 노즐 개념을 적용시 과대팽창으로 인해 듀얼 벨 노즐의 천이고도는 상승하였고, 한국형발사체 1단 엔진에 비해 고고도에서 비추력 이득을 얻을 수 있음을 확인하였다.

A basic numerical analysis was performed to confirm the possibility of combining a dual bell nozzle and an Expansion-Deflection(E-D) nozzle. The dual bell nozzle was designed based on the first-stage nozzle of the Korean Space Launch Vehicle that is being developed, and the E-D nozzle concept was applied to the dual bell nozzle. The inlet condition was analyzed by applying eight types of frozen flow analysis, and k- SST was selected as the turbulence model. The number of optimal grids was obtained as 240,000 through the grid sensitivity analysis. As a result, it was confirmed that the transition altitude increased owing to over-expansion when the E-D nozzle concept was applied to the dual bell nozzle, and the specific impulse gain was obtained at high altitudes compared with the KSLV-II first-stage engine.

(게재일: 2018.02.01)
본 연구에서는 다양한 산업에서 계면활성제로 적용되는 AOT를 HTPB/AP 고체추진제에 적용하였다. AOT는 음이온 계면활성제 중 하나로, 해외에서는 AOT가 추진제의 소화특성을 유도한다고 보고된 사례가 있다. 본 연구에서는 이러한 AOT를 적용한 고체추진제를 제조하였고, 물성과 연소특성을 고찰하였다. AOT를 적용한 추진제는 연소 시 일정 압력에 도달하게 되면 연소속도가 급격히 떨어지는 특성을 나타내며, 물성 특성에서도 밀도와 경도가 일반 HTPB/AP 추진제에 비하여 낮게 나타난다.

In this study, AOT that is used as a surfactant in various industries was applied to an HTPB/AP solid propellant. AOT is one of the anionic surfactants, and there have been cases where AOT was reported to induce self-extinguishable properties in propellants overseas. In this study, solid propellants using AOT were prepared, and their properties and combustion characteristics were investigated. The combustion rate of the AOT-applied propellant drops sharply when the pressure reaches a certain value during combustion. Further, the density and hardness of the propellant are lower than those of conventional HTPB/AP propellants.

(게재일: 2018.02.01)
한국형발사체 3단에 사용하기 위한 7톤급 엔진의 개발 시험 결과를 제시하였다. 2기의 engineering model 엔진을 가지고 수행된 연소시험은 시험조건에 따라 지상 시험과 고공 시험으로 구분된다. 엔진의 작동성 검증을 위해 수행된 short duration과 long duration 시험은 성공적으로 완료되었다. 내구성 검증을 위해 수행된 full duration 시험에서는 일부 개선 사항들이 발견되었다. 종합적으로, 엔진 개발에 힘을 더할 수 있는 고무적인 데이터들이 7톤급 엔진 시험으로부터 획득되었다. 이 결과를 바탕으로 새 엔진들이 제작되고, 제작된 엔진은 연소시험을 통해 지속적으로 검증될 예정이다.

The test results of a 7-tonf-class engine for the third-stage engine of KSLV-II are presented. Hot-firing tests performed with two engineering model engines are classified into ground tests and high-altitude tests according to the test conditions. The operability verification of the engines were carried out through short and long duration tests. The full duration test performed for the durability verification of the engines revealed a few of items to be improved. Synthetically, encouraging data of adding power to engine development were obtained from the test results. New engines based on these results will be manufactured and consistently verified through hot-firing tests.

(게재일: 2018.02.01)
본 논문에서는 9톤급 다단연소사이클 엔진용 산화제 과잉 예연소기 분사기 설계 및 수류 시험 결과에 대해 기술하고자 한다. 총 3 종류의 동축 와류 분사기를 설계하고 각 종류마다 12개의 분사기를 제작하였다. 연료 접선 홀 직경은 모두 동일하며, 산화제와 연료가 연소되어 발생하는 기체 산화제와 냉각 채널에서 배출되는 액체 산화제 모멘텀의 비에 따라 산화제 과잉 예연소기 분사기의 연소에 어떠한 영향이 있는지를 연구하기 위해 산화제 접선 홀의 직경을 다르게 제작하였다. 추후에 산화제 과잉 예연소기를 이용한 파워팩과 연소시험을 통해 검증될 예정이다. 수류 시험 결과, 연료 유량 및 산화제 접선 홀의 유량값은 설계 차압을 기준으로 목표 유량값에 도달하였다.

This paper presents the design and cold flow test results of oxidizer-rich preburner injectors for a 9 tonf-class staged combustion engine cycle. Three types of coaxial swirl injectors were designed, and 12 injectors were designed for each type. The diameters of the fuel tangential holes are identical. The diameters of the oxidizer tangential holes were varied to investigate the influence of combustion in the oxidizer-rich preburner according to the momentum ratio of the gas oxidizer generated from combustion in the injector chamber and liquid oxidizer through the cooling channel. It will be verified through a powerpack and combustion test using an oxidizer-rich preburner. In the cold flow test, the fuel flow rate and oxidizer tangential hole flow rate reached the target value based on the designed differential pressure.

(게재일: 2018.02.01)
아임계 및 초임계에서 액체질소 분류의 온도가 분사기 내부와 세 개의 축방향 하류 위치(0.9, 10.6, 28.1d)에서 열전대를 이용하여 측정되었다. 액체질소는 공급라인과 분사기를 냉각하며 분사되므로, 분류의 온도는 시간에 따라 감소한다. 이때 챔버와 분사기 사이에 분사 차압이 존재하므로, 아임계에서 분류는 감압비등에서 비등 그리고 비등이 일어나지 않는 상태로 변화한다. 초임계에서 가짜끓음이 존재함에 착안하여, 가짜 감압비등의 존재에 대해 가정하였으며, 실제로 초임계에서도 아임계와 유사하게 일정 온도 영역에서 하류에서 온도의 변화가 없는 구간이 확인되었으며, 이를 바탕으로 가짜 감압비등이 존재할 수 있음을 보였다.

Temperatures of cryogenic nitrogen jet inside an injector and at three different downstream positions (0.9, 10.6, and 28.1d) were measured with thermocouples in sub- and supercritical states. The jet temperature decreased while cooling the supply line and injector. The jet experienced from flash boiling, boiling and then no boiling according to decreasing temperature. As an analogy to flash-boiling at the subcritical state, pseudo-flash boiling has been assumed considering the existence of pseudo-boiling at the supercritical state. By showing an area where the temperature did not increase downstream, the plausibility of pseudo-flash boiling is proposed.

(게재일: 2018.02.01)
한국형 발사체 지상고정 장치는 발사체 이륙시 엔진 최대 추력에서 고정을 해제 한다. 고정력을 일시에 제거하면 추진체가 탱크 내부에서 상하로 진동하는 Ka Doing a Doing a Doing Mode를 유발할 수 있으므로, 점진적으로 고정력을 제거하는 기능이 필요하다. 본 연구에서는 이를 만족하기 위해 축압기 및 파이로 밸브로 유압구동기를 작동하고 구동기내 오리피스로 속도를 제어하는 지상고정장치 유압시스템의 작동 시험을 수행하였다. 주요 설계변수 변화 의한 유압구동기 운동속도의 영향을 분석하여 이를 바탕으로 구동기 요구속도를 만족시킬 수 있는 유압구동기 설계값들을 도출하였다. 이를 통하여 최대추력에서 동작할 수 있는 발사체 지상고정 장치의 개발을 위한 공학적 기반을 마련하였다.

The function of a vehicle holding device (VHD) is to securely hold a launch vehicle on the launch pad and release the launch vehicle at maximum thrust after engine ignition to allow lift-off of the launch vehicle. During the release of the launch vehicle, to prevent the Ka doing a doing a doing mode, which is the vertical oscillation of the entire liquid propellant, the release of the launch vehicle should be gradual. In this study, for the gradual release of a launch vehicle, a hydraulic system comprising an accumulator and pyro valve to operate a hydraulic cylinder and control the speed of the cylinder with an orifice is introduced. Through a test, the influence of design variables on the cylinder speed is analyzed. Based on this, the design values of the hydraulic cylinder are determined. Through this study, the engineering basis for developing a VHD releasing a launch vehicle at maximum thrust is provided.

(게재일: 2018.02.01)
최근 이중모드 램제트 엔진에서 모드 천이는 격리부 출구 마하수의 불연속적인 변화를 일으킨다고 보고된 바 있다. 이 현상을 격리부 입구와 출구에서의 유효 유동 단면적과 압력비에 따라 나타내었으며, 이는 Non-Allowable Region (NAR)으로 설명되었지만, NAR의 발생 기구에 대한 이해는 여전히 부족한 실정에 있다. 본 연구에서는 NAR의 발생 원인에 대한 유동 메커니즘을 조사하기 위해, 앞서 수행한 수치해석 결과들의 상세 연구가 수행되었으며, 스크램제트에서 램제트로의 모드 천이발생 동안 기체역학적 특성에 대한 이해를 돕기 위해 이론해석도 수행되었다. 격리부 입구에서 유동 상태량이 수용할 수 있는 당량비의 임계값이 정해져 있는데, 이 임계값을 초과하는 당량비의 증가는 격리부 입구에서의 정압뿐만 아니라 마하수의 급격한 변화를 발생시키게 되며, 이는 NAR의 발생 원인이 된다.

The generation mechanism of NAR is not yet understood. In the present study, an in-depth analysis of the computational results previously obtained by the authors is conducted to investigate the flow mechanism responsible for NAR. A theoretical analysis has also been performed to understand the gas dynamic features during transition from scramjet to ramjet mode. It is known that there exists a critical value of the fuel equivalence ratio at which the flow states at the inlet of isolator remain unchanged. An increase in the equivalence ratio over the critical value leads to a sudden change in the static pressure and the Mach number at the inlet of the isolator, which is responsible for the generation of NAR.

(게재일: 2018.02.01)