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펄스분리장치를 적용한 소형 추진기관의 설계, 제작 및 시험평가
류정헌(Junghun Ryu),이원복(Wonbok Lee),서혁(hyuk Suh),김원훈(Wonhoon Kim),오종윤(Jongyun Oh) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.5
하나의 고체 추진기관에서 이중펄스 추력을 발생시키는 기술은 기존의 일회성 추력발생 방식에 비하여 여러 가지 장점이 있다. 추진기관에 펄스분리장치를 적용하면 적절한 추력배분을 통하여 유도탄의 사거리 연장 및 종말속도를 향상시킨다. 본 연구에서는 격벽형 펄스분리장치의 성능을 검증하기 위하여 소형 추진기관을 설계, 제작하여 지상연소시험을 수행하였다. 이를 통하여 펄스분리장치의 파열특성, 구조적 안전성 및 내열특성 등을 확인하였으며 향후 실물형 이중펄스 추진기관 설계 시 필요한 데이터 등을 확보하였다. A dual pulse solid rocket motor has several advantages compared to the single one. The range and the terminal velocity of the guided missile can be remarkably increased by the application of the pulse separation device(PSD) to the solid rocket motor which resulted in appropriate thrust distribution. In this study, the subscale dual pulse solid rocket motor with the bulkhead type PSD was designed, manufactured, and fire-tested. The bursting pressure, thermal characteristics, and the structural safety of the PSD were obtained by the tests and the results will be applied to the design of full-scale dual pulse rocket motor.
류정헌(Junghun Ryu),이준호(Junho Lee),서혁(Hyuk Suh),장기원(Kiwon Jang),김용욱(Yongwook Kim),오승협(Seunghyub Oh) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.11
국가 우주개발 중장기 계획에 따라 수행중인 한국형우주발사체(KSLV-1) 개발사업 중 2단에 사용할 Kick Motor(이하 KM)는 작동고도가 약 300km이므로 진공의 환경과 유사하다. 고고도에서 작동하는 로켓은 성능을 최대한 향상시키기 위해서 노즐의 팽창비를 상대적으로 크게 설계하며, 동일한 로켓으로 지상에서 연소시험 할 경우 노즐에서 박리가 발생하여 정확한 추력을 예측할 수가 없다. 본 논문에서는 고고도에서 KM 추력성능을 입증하기 위하여 수행한 시험설비의 설계/구축과정과 그 결과를 다루고 있다. The 2nd stage Kick Motor under the national aerospace middle and long term plan operates over the height of 300Km. Rocket Motors, designed for operation in high altitude, need nozzles with large expansion ratio to improve thrust efficiency. Hence, to evaluate the performance of such rocket motors on the ground, similar low pressure with the operating condition has to be made for the ground test to prevent flow separation in the nozzle. This study is for the installation of the high altitude test facility and test result for Kick Motor.
Composite 추진제 적용 사출용 가스발생기 성능 최적화 연구
한재욱(Jaeuk Han),이종섭(Jongseop Lee),류정헌(Junghun Ryu),김한준(Hanjun Kim),정세용(Seyoung Jung),백국현(Gookhyun Baek),이도형(Dohyung Lee) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5
유도탄 사출용 가스발생기는 일정 값 이상의 사출 종말 속도와 허용 조건 이하의 가속도를 동시에 만족시켜야 한다. 또한 발사 플랫폼 보호를 위해 일관된 성능과 안정적인 연소가 일어나야한다, 이를 위해서는 가스발생기 설계/제작 최적화가 필요하다. 본 연구에서는 가스발생기의 점화 성능에 영향을 미치는 점화기 주장약 양과 추진제 그레인의 연소속도를 변경하여 가스발생기를 제작, 시험 하였다, 점화기 주장약 양을 줄여 점화초기 압력을 낮추어 최대가속도를 저감 할수 있게 하였고 추진제 연소속도, 조성 변경을 통해 연소불안정성이 줄어든 것을 확인 하였다. Ejection gas generator for missile launching must satisfy the maximum initial acceleration of the missile and minimum missile ejection velocity at the same time. Also, to protect the launching platform, consistent performance and stable combustion are needed. To satisfy these requirements, optimization of gas generator design and manufacturing are essential. In this study, gas generator are manufactured and tested changing the igniter agent and propellant grain burning rate which influence the initial combustion performance. Reducing igniter agent makes the lower initial pressure profiler. And combustion instability is decreased by changing the propellant grain bring rate and composition.