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GN<SUB>2</SUB>O/PE를 사용한 End-Burning 하이브리드 추진 시스템의 연소 특성 연구
우경진(Kyoungjin Woo),문근환(Keunhwan Moon),오지성(Jisung Oh),이정표(Jungpyo Lee),문희장(Heejang Moon),성홍계(Hong-Gye Sung),김진곤(Jin-Kon Kim) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11
산화제로 GN2O, 고체 연료는 HDPE(High Density PolyEthlene)를 사용하여 End-Burning 하이브리드 연소 실험을 수행하여 GOX/HDPE를 사용한 결과와 연소 특성을 비교하였다. 스월 인젝터 출구의 산화제 분사 속도 차이로 인해 GN2O를 사용한 경우에 GOX를 사용한 경우보다 낮은 후퇴율이 나타났으나 연소 효율은 GN2O/HDPE가 GOX/HDPE의 경우보다 높게 나타났다. 연소실 압력 및 추력은 연소 시간동안 비교적 일정하게 유지되었다. In this study, combustion experiments of the End-Burning Hybrid Propulsion System using GN2O(Gas Nitrous oxide)/HDPE were performed and the results were compared to those of the combustion experiments using GOX/HDPE. The regression rate of the solid fuel using GN2O is lower than that of the solid fuel using GOX since oxidizer inlet velocity of GN2O is lower than that of GOX. However, in case of using GN2O, the characteristic velocity is higher than those of the GOX. The combustion chamber pressure and thrust were relatively kept constant during combustion.
우경진(KyoungJin Woo),민문기(Moonki Min),이정현(Junghyun Lee),주보경(Bokyoung Chu),이승환(Seunghwan Lee),김경민(Gyeongmin Kim),김희주(Heuijoo Kim),김지만(Jiman Kim),황희성(Heuiseong Hwang),유영준(Youngjoon Yoo) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5
초고속 수상정의 추진 기관으로써 추력 조절 및 수중 운용이 가능한 하이브리드 추진 기관을 개발하였다. Ground Test Motor를 설계 및 제작하여 지상 시험을 통해 추진 기관의 성능을 검증하였으며, Underwater Woring Motor를 설계, 제작하여 지상 시험 및 수중 추진 시험을 수행하였다. 수중 운용을 위하여 2단계 점화 방식을 채택하였고, 점화 직전까지 수밀이 가능하도록 노즐 끝단에 파열판을 장착하였다. 최종 선정된 이중 파열판을 장착한 수중 추진 시험에서 성공적인 점화 및 추진이 이루어짐을 확인하였다. A hybrid rocket engine capable of thrust throttling and underwater-working was developed for the underwater high-speed vehicle propulsion system. The hybrid rocket engine was designed and made by two types of ground test motor and underwater working motors. An engine performance was verified by the ground tests with the ground test motor and in the case of underwater motors the ground tests and underwater tests were performed. For the underwater operation a two-stage ignition system was adopted and a rupture disc was installed at the end of nozzle for a water-tight just before an ignition. Successful ignition and propulsion were confirmed in the underwater test with the final selected double rupture disc.
End-Burning 하이브리드 로켓의 스월 강도 변화에 따른 연료 후퇴율에 관한 연구
최원준(Wonjun Choi),우경진(Kyoungjin Woo),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5
본 연구는 End-Burning 하이브리드 로켓 연소에서 연료직경과 인젝터 형상 변화, 인젝터 각도 변화를 통한 스월강도 변화에 따른 연소특성의 변화을 알아보기 위해 수행하였다. 연료직경이 커지면 연료의 연소량이 증가하고, 인젝터 직경이 커질수록 후퇴율이 낮아졌다. 그리고 본 연구의 End-Burning 연소기는 고체연료의 연소율에 미치는 영향이 산화제 유동의 Impinging 효과 보다는 Swirl 효과가 더 큼을 확인했다. 스월상수를 적용한 후퇴율식을 도출하여, 스월상수가 서로 다른 경우들에 대한 후퇴율 관계식을 하나의 식으로 표현할 수 있었다. In this paper, the regression rate of the End-Burning Hybrid Rocket with variation of swirl intensity was investigated experimentally with the variation of fuel diameter, injector shape and angle. When fuel grain diameter is large, fuel mass flow rate increases. And the injector diameter increase, fuel regression rate decrease. The impinging effect of oxidizer flow on fuel surface for fuel combustion efficiency is stronger than swril effect in this End-burning propulsion system. The relation between the regression rate, oxidizer mass flux and swirl intensity was obtained.
하이브리드 로켓에서의 연료 표면 온도 측정에 관한 연구
김학철(Hakchul Kim),우경진(Kyoungjin Woo),이정표(Jungpyo Lee),김기훈(Gihun Kim),조정태(Jungtae Cho),김수종(Soojong Kim),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.5
일반적으로 하이브리드 연소를 모델링 할 경우 고체 연료의 표면 온도를 이용하여 후퇴율을 계산하기 때문에 정확하게 고체연료의 표면온도를 예측하는 것이 필요하다. 따라서 본 연구는 하이브리드 고체 연료에 열전대를 삽입한 후, 연소실험을 통해 연료의 표면 온도를 측정하였고, 본 연구에서의 산화제 유속 범위에서의 고체 연료 표면 온도 변화를 고찰하였다. To estimate the surface temperature for the hybrid solid fuels correctly is very important for the modelling of the hybrid combustion. Because it is used for the calculation of regression rate. In this study, The measurement of the surface temperature were performed with the solid fuels inserted the thermocouple. Its variation was investigated in the range of mass flux for an oxidizer.
하이브리드 로켓 연료의 국부 후퇴율 측정기법에 관한 연구
조정태(Jungtae Cho),김기훈(Gihun Kim),우경진(Kyoungjin Woo),김수종(Soojong Kim),이정표(Jungpyo Lee),김학철(Hakchul Kim),성홍계(Hong-Gye Sung),문희장(Heejang Moon),김진곤(Jin-Kon Kim) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.5
하이브리드 로켓의 고체 연료에서 축방향 국부 후퇴율은 하이브리드 추진 연소기의 설계 변수 및 성능 변수로 활용 된다. 국부 후퇴율 측정하기 위한 방법으로는 여러 가지 있지만, 침수법은 간단한 방법으로 연료의 형상 및 물리적 특성에 관계 없이 정확하게 축방향 국부 후퇴율을 측정할 수 있다. 본 연구에서는 기존의 국부 후퇴율 측정장비의 문제점을 개선하였고, 실험을 통해 높은 정확성을 가짐을 확인 하였다. The axial local regression rate of solid fuel of hybrid rocket is one of important parameter for a design and performance. Steeping method is simple and measure a corrcet regression rate of axial direction not being relevant to a shape of fuel and physical characteristics. In this study, the problem of other measuring equipment was improved and this linear steeping method is provide higher accuracy than the other.
Deoiling hydrocyclone의 성능예측을 위한 수치해석 기법정립
최성윤(Sungyoon Choi),이원두(Weondoo Lee),우경진(Kyoungjin Woo),김동관(Dongkwan Kim),임재호(Jaeho Lim) 한국전산유체공학회 2014 한국전산유체공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5
해양 플랜트의 생산공정 중 발생되는 부산물 중의 하나로 생산수 (Produced Water)를 들 수 있다. 생산수는 일정 처리과정을 거쳐 해양으로 배출되게 된다. 해당 처리에는 생산수 처리시스템 (PWTS, Produced Water Treatment System)이 활용되며, PWTS는 일반적으로 deoiling 하이드로 사이클론 (hydrocyclone)과 degassing drum으로 구성된다. 생산수 처리의 대부분의 역할을 하이드로 사이클론에서 담당하게 되고, 따라서 하이드로 사이클론의 효율이 PWTS 효율에 큰 영향을 미치게 된다. 현재까지 고체와 액체 혹은 기체를 분리하기 위한 하이드로 사이클론의 해석 기법 정립을 위한 다수의 연구들이 진행되었다. 본 연구에서는 deoiling 하이드로 사이클론의 성능을 비교적 정확하게 예측하는 해석 기법에 대한 연구를 진행하여 기존의 실험적 연구 결과와 유사한 결과를 확보할 수 있는 해석기법을 정립하였다.
하이브리드 로켓에서의 고체연료의 국부 후퇴율에 관한 연구
김수종,이정표,김기훈,조정태,김학철,우경진,문희장,성홍계,김진곤,Kim, Soojong,Lee, Jungpyo,Kim, Gihun,Cho, Jungtae,Kim, Hakchul,Woo, Kyoungjin,Moon, Heejang,Sung, Hong-Gye,Kim, Jin-Kon 항공우주시스템공학회 2008 항공우주시스템공학회지 Vol.2 No.4
In generally, the regression rate was expressed with average value and oxidizer mass flux in hybrid propulsion system. This can not represent the local value of regression rate along with oxidizer flow direction. In this study, experimental studies were performed with Separation method and Cutting method for measure local regression rate. In axial injection, the local regression rate decreases rapidly with axial location near entrance and increases with axial direction from the leading edge and the empirical formula for local regression rate with function of oxidizer mass flux and location was derived. Swirl injection regression rate has higher value at the leading edge of the fuel and comparatively uniform regression rate at the downstream. Overall regression rate of swirl injection is higher increased about 54 % than regression rate of axial injection.
자발가압 성질을 가진 아산화질소의 2상유체 모델링을 통한 하이브리드 로켓 내탄도 해석 I
이정표(Jungpyo Lee),이선재(Sunjae Rhee),우경진(Kyoungjin Woo),오지성(Jisung Oh),정식항(Sikhang Jung),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11
자발가압 특성이 있는 N2O를 적용한 Blow-down 산화제 공급방식은 조절 시스템(Regulated system)에 비해 많은 장점을 가지고 있다. 그러나 탱크 내에 N2O가 액체와 기체의 2상으로 공존하고, 유동이 배출되는 동안 탱크 안의 N2O의 물성치가 계속적으로 달라지기 때문에 배출 유량을 예측하는데 어려움이 있다. 본 논문에서는 N2O를 적용한 Blow-down 산화제 공급방식을 간단하게 해석 할 수 있는 방법을 연구했다. 포화상태 N2O의 물성치는 NIST 데이터베이스를 이용했으며, 인젝터 모델로 nonhomogeneous nonequilibrium(NHNE) 모델을 적용하였다. 하이브리드 로켓 연소기를 이용해 cold flow test를 수행하였으며, 두 결과가 잘 일치함을 확인했다. The blow-down oxidizer feed system with self-pressurizing N2O has more advantages than the regulated system. However, it is difficult to predict the exhaust flow rate because there exist two phases in the N2O tank - liquid phase and gas phase, and the properties of N2O in storage tank are varied continuously during blow-down. In this paper, a method that can analyse simply the blow-down oxidizer feed system is studied. The properties of saturated N2O are found from the NIST data base, and mass flow through the orifice is modeled as NHNE. Cold flow test with hybrid rocket combustor is performed for the comparison where the results should found from the good agreement.
하이브리드 로켓엔진 액체산소 재생냉각 노즐 연구 - Part 1
박영일(Youngil Park),천우태(Wootae Cheon),차승원(Seungwon Cha),최세원(Sewon Choi),우경진(Kyoungjin Woo),류성훈(Sunghoon Ryu),신동해(Donghae Shin) 한국추진공학회 2023 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2023 No.5
국내 소형발사체 상단 적용을 목표로 3톤급 하이브리드 로켓엔진 설계 및 단위 구성품 제작을 진행하였다. 파라핀계 고체연료와 액체산소가 추진제로 선정되었으며, 산화제 공급은 전기모터 펌프를 이용한다. 추력벡터 제어를 위해 Flex Seal을 활용한 내삽형 노즐을 채택하였으며, 노즐 냉각은 액체산소를 냉각제로 하는 재생냉각 방식을 적용한다. 본 논문에서는 노즐 조립체 개발모델의 재생냉각 채널 설계 및 제작 현황 그리고 향후 시험계획에 대해 소개하고자 한다. With the aim of being applied to the upper stage for a domestic small launch vehicle, a 3-ton class hybrid rocket engine was designed and its unit component was manufactured. The paraffin-based solid fuel and liquid oxygen were selected as propellants, and an elec-motor pump is used for the oxidizer supply. For thrust vector control, submerged nozzle that utilizes of Flex Seal was adopted, regenerative-cooling method is applied for nozzle cooling and using liquid oxygen as a coolant. This paper introduces regenerative cooling channel design and manufacturing status of the development model of nozzle assembly and future test plans.