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함희철(Heecheol Hahm),강윤구(Yoongoo Kang),서상규(Sangkyu Seo) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
고체 로켓 추진기관의 노즐목 삽입재에 적용하는 그라파이트의 삭마율 특성을 분석하였다. 지상연소시험은 3종류의 일반적인 노즐형태를 갖는 추진기관을 사용하여 수행하였다. 즉, De-Laval 형태, 토출관 형태, 내삽 형태이다. 10종류의 서로 다른 형상의 추진기관에 다양한 추진제를 적용하였고, 노즐목 위치에 그라파이트를 적용하여 총 48회의 연소시험을 수행하였다. 분석결과 그라파이트의 삭마율은 연소실 평균압력이 상승함에 따라, 산화제 몰분율이 증가함에 따라 증가함을 알 수 있었다. 또한, 연소실 압력, 산화제 몰분율, 노즐목 크기의 3가지 영향인자를 고려한 노즐목 삭마율 관계식을 유도하였으며, 측정 결과와 비교하여 ± 0.10 mm/s 이내로 일치하였다. The ablation characteristics of graphite nozzle throat insert was analyzed for the use in solid rocket propulsion system. The propulsion system was composed of three types of conventional nozzles, such as De-Laval type, blast tube type, and submerged type. Various kinds of propellants were used in the ten kinds of propulsion system that had different shapes of each other. Total forty eight tests were performed. From the results of the analysis, it was found that the ablation rate was higher for the higher average chamber pressure and the higher oxidizer mole fraction. A useful correlation for nozzle throat ablation rate was developed in three terms of the chamber pressure, oxidizer mole fraction, and throat size. The calculated ablation rates from the correlation showed agreement within ± 0.10 mm/s of the experimentally determined values.
압력과 산화몰분율이 그라파이트 목삽입재의 삭마율에 미치는 영향
함희철(Heecheol Hahm),강윤구(Yoongoo Kang) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5
고체 로켓 추진기관의 노즐목 삽입재에 적용하는 그라파이트의 삭마율 특성을 분석하였다. 지상연소 시험은 3종류의 일반적인 노즐형태를 갖는 추진기관을 사용하여 수행하였다. 즉, De-Laval 형태, 토출관 형태, 내삽 형태이다. 13종류의 서로 다른 형상의 추진기관에 다양한 추진제를 적용하였고, 노즐목 위치에 흑연을 적용하여 총 31회의 연소시험을 수행하였다. 분석결과 그라파이트의 삭마율은 연소실 압력이 상승함에 따라, 산화몰분율이 증가함에 따라 증가함을 알 수 있다. A characteristics about ablation rate of graphite used as the nozzle throat insert of solid rocket propulsion system is analysed. The propulsion system is composed of three types of conventional nozzle, such as De-Laval type, blast tube type, and submerged type. Various kinds of propellants are used in the thirteen kinds of propulsion system that has different shape of each other. Total thirty one tests are performed. From the results of the analysis, we know that the ablation rate is higher for the higher chamber pressure and also higher for the higher concentration of oxidizing species in combustion gas.
고체 로켓 추진기관에서 실리카/페놀릭 열반응 해석 연구
서상규(Sangkyu Seo),함희철(Heecheol Hahm),강윤구(Yoongoo Kang) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5
본 논문에서는 고체 로켓 추진기관에서 내열재 및 단열재로 사용되는 실리카/페놀릭 복합재료의 열반응을 고려한 열전도 수치해석을 수행하였다. 고체 로켓 추진기관의 연소 중 실리카/페놀릭의 삭마와 열분해 과정을 고려한 열전도 해석을 위해 1차원 유한차분법을 이용하여 계산을 수행하였다. 노즐벽에서의 경계조건은 대류열전달계수를 고려하였으며, 이는 적분방정식을 이용하여 계산하였다. 삭마두께 및 숯깊이 해석결과는 목삽입재 평가 모터인 TPEM-10을 이용한 시험결과와 비교분석하였으며, 잘 일치하는 것을 확인할 수 있었다. In this paper, the numerical analysis for heat conduction of silica/phenolic composite material, which is used for solid rocket nozzle liner or insulator, was conducted. 1-D Finite Difference Method for the analysis of silica/phenolic during the firing of solid rocket motor was used to calculate the heat conduction considering the surface ablation and the thermal decomposition. The boundary condition at the nozzle wall took into account the convective heat transfer, which was obtained by integration equation. The numerical results of the surface ablation and char depth were compared with the results of test motor that is TPEM-10. It was found that the result of calculation is favorably agreed with the thermal response of test motor.