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권혁민(Hyeokmin Kwon),장홍빈(Hongbin Jang),윤지수(Jisu Yoon),구송회(Song-Hoe Koo) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.12
유도탄 발사 초기 발사관 내압이 발달하는 상황에서의 유도탄 구성품의 구조건전성 평가를 위해 공압시험을 수행하였다. 노즐마개의 파열은 상용 파열판을 이용해 모사하였다. 파열판의 파열 압력은 전산유체해석을 통해 목표하는 발사관 후방 압력을 형성하기에 충분한 값으로 설정하였다. 총 2회의 시험을 수행하였으며, 그 결과를 통해 유도탄 구성품의 구조건전성을 평가하였다. Cold-gas Test is conducted to evaluate structural integrity of missile components at the initial phase of the missile launch, in which canister internal pressure develops. The removal of a nozzle closure is simulated using a commercial rupture disk. Through computational fluid dynamic analysis, rupture pressure of the disk is set to a value sufficient to form target canister rear end pressure. The test is conducted twice, and the structural integrity of the missile components is evaluated using these test results.
손민,김도헌,구자예,장홍빈,강문중,Son, Min,Kim, Dohun,Koo, Jaye,Chang, Hongbeen,Kang, Moonjung 항공우주시스템공학회 2014 항공우주시스템공학회지 Vol.8 No.3
An inner flow of a porous cylinder with partial slots was visualized to study fluidic phenomena in a solid rocket motor. A high-pressure chamber and an air supply system for high flow rate were used. In order to visualize the inner flow, the smoke generator with a cam-driven pump and heaters and high speed camera were adopted. The results of the cylinder type and the partial slot type were compared. As a result, the injected smoke flow in the partial slot type had circumferential fluctuations unlike the cylinder type. It was found that the circumferential flow induced from the partial slots could be the cause of combustion instability and roll torque.
이지형(Jihyung Lee),장홍빈(Hongbeen Chang),고현(Hyun Ko) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11
고체 추진기관의 추력 조절의 한 방법인 핀틀 노즐 기술은 초음속 유동장 내부에 핀틀을 위치시키고 핀틀의 위치를 조절하여 노즐 목 면적을 조절함으로써 추력의 크기를 조절한다. 본 연구는 Needle형 핀틀이 초음속 유동장 내부에서 구동될 때 발생하는 핀틀 팁에서의 압력변화와 핀틀노즐의 비정상 유동특성에 대해 분석하였다. 연구 결과 초음속 유동장 내부에서 핀틀이 움직일 때 핀틀 팁에서의 압력변화가 발생하고, 이러한 압력변화에 따라 추력변화가 야기됨을 비정상상태 해석으로 확인하였다. Pintle technology, which is one of the thrust control method for solid rocket motor, can control the thrust by the control of nozzle throat area through the pintle moving. For studying the unsteady flow characteristics of pintle nozzle by needle type pintle moving, cold flow test and numerical analysis were performed. The pressure distribution on the pintle tip was varied for pintle moving and stopping and thrust was varied by this effects.
UAV용 유체역학적 추력편향 노즐의 고 정확도 다분력 시험장치 개발
송명준(Myung-Jun Song),장홍빈(Hong-Been Chang),조용호(Yong-Ho Cho),이열(Yeol Lee) 한국항공우주학회 2013 韓國航空宇宙學會誌 Vol.41 No.2
추력편향 제어기술은 무인기의 고기동성 확보에 있어 필수적이다. 본 연구에서는 동축 코안다 효과를 이용한 초음속 사각노즐 유동의 추력편향 특성을 정량적으로 측정할 수 있는 다분력 시험장치를 개발하였다. 엄밀한 보정 및 자세한 자료분석 과정을 통하여 본 연구에서 개발된 시험장치의 로드셀 상호간섭에 의한 측정오차는 약 5% 미만임이 관찰되었고, 또한 고압 연결튜브에 의한 오차는 거의 무시할 수 있음이 판명되었다. 아울러 개발된 시험장치를 이용하여 본 연구의 동축 코안다 효과를 이용한 사각노즐의 추력편향 특성에 관한 기초적인 실험결과가 얻어졌다. The thrust vector control technique is essential for high maneuverability of unmanned aerial vehicles. In the present study, a multi-component balance was developed to quantitatively evaluate the thrust-vectoring performance of a supersonic rectangular nozzle based on the Coanda coflowing effect. Precise calibration and detailed data analysis were performed during the development. It was found that the cross-talk errors between load cells in the balance were less than 5%, and that the unwanted errors due to high-pressure supply tubes were almost negligible, which contributed to the high accuracy of the present balance design. Some preliminary test results of the thrust-vectoring performance of the present nozzle design were also obtained and analyzed.
배상호(Sangho Bae),장홍빈(Hongbeen Chang),박익수(Iksoo Park) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5
TDACS의 작동 성능 검증 시험을 수행하기 위해서 유동시험 장치를 설계하였다. 이를 위해서 고체 추진기관 연소관 및 유동시험에서의 압력 거동을 모델링하였고 각 모델의 동적 특성을 나타내는 응답 시간을 구하였다. 본 논문에서는 유동시험 장치의 시스템 응답 시간을 고체추진기관 연소관의 특성과 같아지는 조건을 구하고 이를 설계에 반영함으로써 연소 환경에서 동적 응답특성을 검증하는 것과 유사한 결과를 갖도록 하였다. A cold-flow test equipment was designed to carry out the performance verification of TDACS. For that purpose, the pressure dynamics in the solid rocket motor combustor and the cold-flow test was modeled, and the response time showing the dynamic characteristics of each model was obtained. In this paper, the system response time of the cold-flow test was designed to be equal to that of the motor, making the dynamic response in cold-flow and hot gas condition to be similar.
정성민(SungMin Jung),장홍빈(Hong-Been Chang),이규준(Kyu Joon Lee) 한국추진공학회 2022 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2022 No.5
고체 추진기관의 총역적은 추진기관의 가장 중요한 요구조건이므로 총역적의 변동은 반드시 해결해야 하는 중요한 문제이다. 본 논문은 추진기관 개발시험 과정에서 발생할 수 있는 총역적 변동의 원인을 분석하였다. 이 분석 결과로부터 변동 원인이 노즐목의 삭마율과 추진기관의 출고에서 연소시험까지 추진기관이 받는 대기 온도의 영향으로 추정된다. 이 두 항목은 지금까지 추진기관 시험평가에서 주목받지 않은 항목이었으나 지금부터 주목 인자로 취급해야 한다. A problem of the total impulse variation should be solved since it is the most important factor determining the performance of a solid rocket motor. In this paper, causes of this variation which occurred in the performance test was analyzed during the solid propulsion development. From the results of this analysis, it is strongly presumed that the ablation ratio of a nozzle throat and atmosphere temperature affect the total impulse. These two factors have not been perceived in the performance test so far, but they need to be treated as secondary causes of the total impulse variation.