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허환일(Hwanil Huh),김성수(Seongsu Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
인공 위성 또는 우주선이 우주 환경에서 임무를 완벽하게 수행하기 위해서는 개발 단계에서의 지상우주환경 시험이 필수적이다. 본 논문에서는 10<SUP>-6</SUP> torr 급의 진공도를 유지할 수 있는 터보 분자 펌프 진공설비를 구축하였고, 최대 200 km 고도의 진공 환경을 모사할 것으로 기대된다. 설비와 장비 개선작업을 통하여 개선된 진공도에 대한 예비 성능 실험을 수행하고 보고하였다. Vacuum facility is required for high altitude space environment test to develop satellites or space vehicles. We developed turbo molecular pump vacuum test facility up to 1.0×10<SUP>-6</SUP> torr to simulate 200 km altitude environment. In this paper, we present some preliminary vacuum performance test results after improvement about the facility and equipments.
GOx/PC 하이브리드 로켓의 추력제어 환경에서 후퇴거리 예측
강완규(Wankyu Kang),허환일(Hwanil Huh) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11
본 연구에서는 Lab-Scale의 하이브리드 연소기를 이용하여 하이브리드 로켓의 추력제어 범위와 연소시간에 따른 추진제의 후퇴거리를 분석하기 위하여 산화제 유량에 따른 추진제별 연소 특성을 파악하였다. 산화제 유량을 제어하기 위해서 니들 밸브와 스텝모터를 결합하여 스텝모터의 구동에 의해 니들밸브의 개폐량을 조절할 수 있도록 배관 시스템을 설계하였다. 산화제 유량 변화를 통해 추진제에 따른 질유량과 후퇴율 관계식을 유도하였다. 추력제어를 하면서 명령 추력 값에 따른 산화제 유량을 통해 후퇴거리를 예측하였으며 실제 추력제어 연소 실험을 통해 신뢰성을 확인하였다. In this study, we analyze the characteristic of burning classified by a propellant according to a flux of an oxidizer to analyze propellant regression distance in accordance with a thrust control and burning time of hybrid rocket using hybrid combustor of Lab-Scale. To control a flux of an oxidizer, we design flow control system to regulate the mount of opening and shutting of a needle valve by a driving of stepping motor by a combination the needle valve with stepping motor. We derive the relationships between mass flow rate and regression rate according to a propellant through the oxidizer flux change. While doing the thrust control, we estimate regression distance through the oxidizer flux in accordance with thrust and confirm the creditability through the actual thrust control burning experimentation.
핀틀 형상이 가변 노즐목 핀틀 추력기의 노즐 유동에 미치는 영향
이용우(Yongwu Lee),허환일(Hwanil Huh) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.5
핀틀형 추력기는 운용 도중에 노즐목 면적을 변경시켜 고체추진기관과 같은 추력기를 액체 추진기관과 같이 추력을 자유자재로 조절할 수 있다. 본 논문에서는 SNECMA社에서 개발한 Divert용 핀틀 추력기의 핀틀의 형상 변화에 대해 수치해석 기법으로 분석하였다. Bore에 의하여 핀틀 구동시 받게되는 핀틀의 하중은 줄어들었고, 핀틀 형상에 따라 유동장이 크게 변하는걸 확인하였다. By changing the nozzle throat area during the operation, thrust of a pintle thruster can be adjusted easily such as a liquid propulsion. In this paper, numerical analysis was carried out for SNECMA"s pintle thruster with different pintle shapes. Flow field and aerodynamic load changed drastically with pintle shapes. Bore in the pintle decreased aerodynamic load significantly.
연료전지에의 적용을 위한 소형 플라스틱 연소기의 크기에 따른 특성연구
신강창(Kangchang Shin),허환일(Hwanil Huh),Paul D. Ronney 한국연소학회 2008 KOSCOSYMPOSIUM논문집 Vol.- No.-
Micro power generators have been studying to provide high power that micro systems require. Micro power generators need micro combustor. Swiss-roll combustor has been studied about scale, geometry, material. From previous study experiments have shown that swiss-roll combustors require thin walls with low thermal conductivity for maximum performance at small scales. In this work, polyimide combustors with low thermal conductivity and thin thickness are built and tested.