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류태하(Taeha Ryu),최용규(Yongkyu Choi),길태옥(Taeock Khil),김낙현(Nakhyun Kim) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11
고체 추진기관이 노즐마개에 의해 외기와의 교환이 완벽히 차단된다면, 구조적 안정성은 제작초기 조건인 내부조성간의 잔류반응(Post Cure, Migration etc.), 그리고 자유공간 내의 산소(Anti-Oxydent)와 습기(제습제)와의 반응에 종속된다. 이로부터 발생하는 혼합형 고체추진제의 기계적 특성은 매우 복잡하며, 추진기관은 발사직전까지 일교차/년교차의 끊임없는 열하중을 받게 된다. 본 연구에서는 고체 추진기관의 제조공정인 성형오븐에서 출고후 저장안정화까지의 거동을 고체추진제의 열유변학적 단순특성을 적용하여 신속하게 산출할 수 있는 방법을 제시하였다. 이를 위해 온도제어 가능한 Endurance Test 장치를 고안 제작하였으며, 추가적으로 점진적 응력 & 변형율 증가에 따른 비선형 특성도 검토한다. Structural integrity of solid rocket depends on the residual reactions between constituents of its composition(Post Cure, Migration etc.), and the oxygen in the free volume(Anti-Oxydent) and humidity (desiccant) under the perfect sealed condition. with the subject to the reaction. Mechanical Properties of Composite Solid Propellant arising from those factors are very complex. Moreover the propulsion are faced with thermal loads from diurnal & seasonal cycle till firing. In this study, the fast evaluation method of long term mechanical properties is suggested based on Thermo-Rheological Simplicity from curing oven to cool-down stage in view point of thermal stabilization. For this subject, endurance tester having temperature control capability are devised. From the results from incremental load and strain, non-linear characteristics are discussed.
류태하(Taeha Ryu),정은희(Eunhee Jung),이기연(Kiyeon Lee),최재성(Jaesung Choi),길태옥(Taeock Khil),김민호(Minho Kim),조준현(Joonhyun Cho),이용선(Yongseon Lee),최성호(Sungho Choi) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5
목표수준 총 역적 27N · sec을 만족하는 추진기관 제작과 시험을 통해 설계 성능을 확인하였다. 열가소성 고체추진제가 적용되었다. Flight Type Motor의 경량화와 노즐의 추력편향을 고려한 형상설계 및 연소 시험을 통해 구조적 안정성을 확인하였다. 추진제는 BATES 시험을 통해 연소특성이 평가되었으며 제작된 Heavy Type 모타의 지상연소시험을 통해 30N · sec 성능을 확인하였다. 향후 Flight Type Motor를 적용하여 비행시험을 통해 그 성능을 확인할 계획이다. The required performance, 27N · sec, was verified through the propulsion machinery and testing. Thermoplastic solid propellant was applied. The shape design and the combustion test were done with the light weight and thrust vectoring into consideration. The characteristics of the propellant were evaluated by BATES test and the 30N․sec performance was confirmed by the ground combustion test of the manufactured heavy type motor. We plant to apply the flight type motor in the future and check its performance through flight tests.
HTPB/AP계 고체 추진제의 연소속도 증진 방안 연구
이선영(Sunyoung Lee),류태하(Taeha Ryu),김낙현(Nakhyun Kim),홍명표(Myungpyo. Hong),이형진(Hyoungjin Lee) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
본 논문은 HTPB/AP/Al계 추진제의 성능 개선을 위한 연소속도와 압력지수를 제어하기 위하여 AP입자 사이즈 비율 및 연소촉매로 사용된 Butacene의 함량에 따른 연소 특성을 조사하였다. 23%의 28 ㎛ Al과 3%의 Butacene을 포함하는 추진제 조성에서 연소속도와 압력지수는 9 ㎛ AP 입자의 함량이 증가함에 따라 증가하였다. 그리고 Butacene의 함량이 증가함에 따라 연소속도도 증가하였으며 Butacene을 함유하는 추진제는 비교적 낮은 압력지수 특성을 보였다. 그러나 Butacene의 함량에 의한 압력지수의 차이는 나타나지 않았다. In this paper, in order to control of burning rate and pressure exponent for the improvement in the performance of HTPB/AP/Al based propellant, the combustion properties on the size ratio of AP particles and a various contents of Butacene as burning catalyst are investigated. In the propellant formulation added both 28 ㎛ Al of 23% and Butacene of 3%, the burning rate and pressure exponent were increased according to more contents of 9 ㎛ AP particles. And the burning rate was increased according to more contents of Butacene, it was showed relatively low pressure exponent in the propellant containing Butacene. However the difference of pressure exponent by contents of Butacene didn’t show up.
최용규(Yongkyu Choi),류태하(Taeha Ryu),김낙현(Nakhyun Kim),김정은(Jeongeun Kim) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
HTPB/AP/AL 계열의 혼합형 열경화 추진제를 적용한 로켓 연구개발에 있어서의 추진제 기계물성규격을 정하는 일련의 과정을 고찰하고, 공정지수를 통하여 추진제 제조에서의 공정관리를 분석하였다. 이를 근간으로 기계물성간의 종속성을 분석하고 최적화 물성을 제시함으로서 불량률을 제거하는 공정안전도 향상뿐만 아니라 추진제 그레인의 구조적 안전도 상승에도 기여할 것이다. The limit values of mechanical properties(MPs) of HTPB/AP/AL Solid Propellant was reviewed according to folloing the rocket motor development procedures and the in-process values of MPs were analyzed by the tool of Process Capability Index. Based on finding the dependency among MPs, the optimization is proposed for reducing the properties defects and for improving the rocket grain safeties.
김정은(Jeongeun Kim),류태하(Taeha Ryu),홍명표(Myungpyo Hong) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
본 연구에서는 HTPB에 보강제로 Carbon black이 충전된 라이너의 점도, 기계적 특성, 추진제와의 접착력을 고찰하였다. Carbon black이 충전된 라이너는 점도가 높아 수평원심 주조 방법으로 라이닝에 문제가 있었으나, 프리믹스를 60℃에서 숙성시킴으로써 프리믹스의 초기 점도는 464poise에서 6일 숙성 시 200poise로 점도를 대폭 감소됨에 따라 해결할 수 있었다. In this study, the viscosity of carbon black filled HTPB liner, mechanical properties and bonding force between propellant and liner were investigated. It is difficult to apply carbon black filled HTPB liner to the motor case in using a horizontal centrifuge lining process because of its high viscosity. This problem is solved as a ageing premix at 60℃. The viscosity of premix is drastically decreased from 464 to 200 poise after 6days ageing at 60℃.