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- 저자 : 정식항 (검색결과 4 건)
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홍승범,김용환,정식항,백중환,황수찬,황명신,김칠영 한국항공운항학회 1999 한국항공운항학회지 Vol.7 No.1
This paper proposes a system intergration method for M20J flight simulator development. The simulator consists of three modules. The first module is for flight dynamics simulation, and the second module is for avionic systems and flight instrument and the last module is for interface card which connects PC and input devices using rotary encoders and switches. Two computers are equipped in the simulator for instructor and trainee. An instructor can give a mission to a trainee, and control the flight simulation options through RS-232C serial port. Also, the instructor can monitor the training results of the trainee
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이정표(Jungpyo Lee),이선재(Sunjae Rhee),김진곤(Jinkon Kim),문희장(Heejang Moon),정식항(Sik-Hang Jung) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
본 연구에서는 다이아프램(diaphragm)을 설치한 하이브리드 로켓에서 발생하는 연소불안정의 발생 메커니즘을 알아보고, 고체연료의 연소율은 증가하면서 연소불안정은 줄일 수 있는 그레인 설계를 제안하였다. 고체연료의 연소율을 증진시키기 위해 다이아프램을 설치한 하이브리드 로켓 모터에서 관찰되는 큰 연소불안정의 가진 요인은 전방 연소실에서 생성된 와류가 후방의 다이아프램에 부딪치면서 나타나는 hole-tone으로 판단된다. 또한 다이아프램의 고연소율 발생 메카니즘을 적용하면서 연소불안정은 줄일 수 있는 ‘Stepped Grain‘을 제안하였다. 본 연구의 실험조건에서 ‘Stepped Grain‘의 후퇴율은 single-port 그레인의 후퇴율에 비해 약 28% 이상 증가하였고, 압력 진동은 크게 줄었다. In this paper, the mechanism of the combustion instability which may occur in a hybrid rocket motor with a diaphragm was studied, and the design for the motor grain where regression rate of solid fuel was increased and combustion instability was reduced was suggested. It was confirmed that the main cause of the large combustion instability in a hybrid rocket motor with a diaphragm was hole-tone, and it was caused by a collision between a diaphragm and a vortex which was generated in a pre-chamber. And ‘Stepped Grain’ which had the mechanism for high regression rate in a motor with a diaphragm and could reduce a combustion instability was suggested. In this experimental conditions, the regression rate for ‘Stepped Grain’ was increased by more than 28% compared to the regression rate for single-port grain, and the fluctuation of chamber pressure was reduced highly.
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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.
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자발가압 성질을 가진 아산화질소의 2상유체 모델링을 통한 하이브리드 로켓 내탄도 해석 II
이선재(Sunjae Rhee),이정표(Jungpyo Lee),김학철(Hakchul Kim),문근환(Keunhwan Moon),최원준(Wonjun Choi),정식항(Sikhang Jung),성홍계(Honggye Sung),문희장(Heejang Moon),김진곤(Jingon Kim) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11
본 연구는 산화제 N2O를 사용하는 하이브리드 로켓 내탄도 설계를 위해 Two-phase 모델을 이용해서 N2O의 2상 유체를 해석하였으며 하이브리드 지상 연소시험을 수행하여 내탄도 해석 결과와 비교·분석하였다. Two-phase 모델은 N2O와 같은 포화 압축성 유체를 적용한 Blow-down 산화제 방식에 적합한 유동 모델로서 Part 1에서 N2O산화제의 배출을 잘 모사함을 확인하였다. 하이브리드 지상 연소시험은 연료로 HDPE, 산화제로 N2O를 적용하였으며 평균추력 30 kgf, 산화제 탱크 압력 50 bar로 설계한 연소기를 사용하였다. 내탄도 해석 결과는 지상 연소시험의 추력, 산화제 탱크 및 연소실 압력 결과와 유사함을 확인하였다. This paper presents a two-phase model for hybrid rocket internal ballistics design using N2O as oxidizer The two-phase model results are compared with data obtained from static firing test. Two-phase model is suitable for blow-down type with saturated compressible fluid as N2O, presented the result by Part 1. HDPE as Fuel, and N2O as oxidizer were used during the static firing test. The combustor were designed for an average thrust of 30 kgf where oxidizer tank pressure in set to 50 bar. The numerical results of internal ballistic showed good agreements with static firing test results where thrust, oxidizer tank pressure and chamber pressure are compared.
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