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몬테 카를로 시뮬레이션을 이용한 하이브리드 로켓의 신뢰성 분석
문근환,김완범,이정표,최주호,김진곤,Moon, Keunhwan,Kim, Wanbeom,Lee, Jungpyo,Choi, Jooho,Kim, Jinkon 항공우주시스템공학회 2013 항공우주시스템공학회지 Vol.7 No.4
In this study, probabilistic reliability analysis was conducted for hybrid rocket performance using Monte-Carlo Simulation. For the accuracy, reliability analysis was performed with experimental data. To simplify the analysis process, the oxidizer was supplied with constant pressure, so that pressure variation with time can be eliminated. And time-space averaged regression rate model was used. The regression rate is obtained with a series of experiments. For reliability analysis of thrust, constant exponent of regression rate is assumed that has probabilistic character. So, the efficiency of characteristic velocity has also probabilistic values. As a results, probability distribution of the thrust is obtained by Monte-Carlo simulation using random samples of the input parameter and validated under the 95% confidence level.
문근환(Keunhwan Moon),조정태(Jungtae Cho),김수종(Soojong Kim),이정표(Jungpyo Lee),김학철(Hakchul Kim),오지성(Jisung Oh),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.5
하이브리드 로켓에서의 고체 연료의 연소 현상을 가시화하기 위하여 장치를 제작하였다. 가시화 장치는 평판 하이브리드 연소기 시스템, 점화 시스템, 산화제 공급 시스템, 데이터 획득 및 제어 시스템, 연소 가시화 측정 장비로 구성되었다. GOX 산화제와 HDPE, Paraffin-LDPE Blending, Paraffin 연료를 이용하여 연소 가시화 시험을 수행하였고, 수치적으로만 연구되어 왔던 연소실 내의 연소 현상을 가시화 할 수 있었으며, 화염의 형성 및 용융성 연료의 액적 비산 현상을 관찰 할 수 있었다. The visualization device for hybrid rocket is fabricated to investigate the combustion phenomena. Visualization device were composed with ignition system, oxidizer supply system, control system and data acquisition system, combustion visualization system. GOX as oxidizer and HDPE, Paraffin-LDPE Blending, Paraffin sd were used. As results, combustion phenomena and fuel droplet entrainment were observed.
다이아프램을 적용한 하이브리드 로켓의 연소 가시화 연구
문근환(Keunhwan Moon),오지성(Jisung Oh),김학철(Hakchul Kim),문희장(Heejang Moon),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
본 연구에서는 다이아프램을 적용한 하이브리드 로켓 내부의 연소 현상을 파악하기 위해 연소 가시화 장비를 구축하여 연소 실험을 수행하였다. 연소 실험을 위해 연료와 산화제는 HDPE와 기체 산소를 사용하였다. 연소 가시화 결과, 다이아프램을 적용한 경우 다이아프램 후방에서 발생하는 재순환 영역을 확인할 수 있었으며, 연료와 다이아프램 사이의 단차가 커질수록 재순환 영역의 크기가 커지는 것을 확인할 수 있었다. In this study, the visualization for combustion phenomena of the hybrid rocket with diaphragm were performed. The solid fuel and the oxidizer were used as the HDPE (High Density Polyethylene) and the gaseous oxygen (GOX), respectively. As results of combustion visualization with diaphragm, the recirculation zone was generated after of the diaphragm. In addition, the recirculation zone length was increased by the larger step between solid fuel and diaphragm.
추력 1000 kgf급 하이브리드 로켓(KHyRoc-Ⅱ)의 개발
문근환(Keunhwan Moon),오지성(Jisung Oh),이선재(Sunjae Rhee),최원준(Wonjun Choi),김학철(Hakchul Kim),이정표(Jungpyo Lee),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5
본 연구에서는 추력 1000 ㎏f 급 하이브리드 로켓 (KHyRoc-Ⅰ)의 지상 연소 실험을 수행하였다. 지상 연소 실험 결과 약 700 ㎏f의 추력을 획득하였으며, 비행 궤적 계산 결과 최대 고도 12.5 ㎞로 계산 되었다. 그리고 KHyRoc-Ⅰ의 큰 L/D비(28)로 인한 구조 안전성의 문제점을 보완하기 위해, 직경 250 ㎜의 알루미늄 seamless tube를 사용하여 L/D비가 작은(18.3) KHyRoc-Ⅱ를 재설계하였다. 내탄도 해석을 통하여 추력 900 ㎏f 하이브리드 로켓 엔진을 설계하였으며, 비행 궤적 계산 결과 최대 고도는 약 7.4 ㎞로 계산되었다. In this study, the hybrid rocket was developed that has a thrust of 1000 ㎏f level. The static fire test was shown that the thrust was 700 kgf level and trajectory was predicted by the maximum altitude of 12.5 ㎞. The L/D ratio of KHyRoc-Ⅰ has 28, but the KHyRoc-Ⅱ were designed the small L/D ratio(18.3) using the seamless aluminium tube(Diameter : 250 ㎜). And KHyRoc-Ⅱ has a thrust of 900 ㎏f level, that is designed with internal ballistics and trajectory was predicted by the maximum altitude of 7.4 ㎞.
비연소성 다이아프램을 적용한 하이브리드 연소기의 연소 특성 연구
문근환(Keunhwan Moon),김학철(Hakchul Kim),이선재(Sunjae Lee),최원준(Wonjun Choi),이정표(Jung-pyo Lee),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.5
비연소성 다이아프램을 장착한 하이브리드 연소기에서 후퇴율 및 연소효율 특성에 관한 연소 실험을 수행하였다. 실험결과 다이아프램을 장착한 경우 후퇴율 및 연소효율이 증가하였으며, 연료포트 직경과 다이아프램 내경의 단차가 클수록 후퇴율 및 연소효율이 증가하였다. 또한 다이아프램으로 인한 연소율 변화를 표현할 수 있는 후퇴율 관계식을 제안하였다. The hybrid combustion experiments using non-combustible diaphragm were performed for characteristic of regression rate and combustion efficiency. Results of experiments using diaphragm were showed that the regression rate and efficiency were increased. In addition, the larger difference between fuel grain port and diaphragm port increase the regression rate and efficiency. The modified regression rate equation was proposed with the port area ratio of fuel and diaphragm.
문근환(Keunhwan Moon),김재선(Jaesun Kim),고민호(Minho Ko),전유림(Yulim Jeon),이종덕(Jongdeok Lee),이범석(Beomseok Lee),지상연(Sangyeon Ji),이준성(Junseong Lee),김철웅(Cheulwoong Kim),임석희(Seokhee Lim) 한국추진공학회 2023 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2023 No.5
본 논문에서는 재사용 발사체의 핵심기술 검증을 위해 개발된 1톤급 수직이착륙 시연체의 성능 시험 계획을 소개한다. 시연체의 성능시험을 위해 시험설비를 구축하였으며, 시험설비는 수직 시험대, 추진제 및 가압 가스 공급/배출 설비, 제어실로 구성되어 있다. 시험은 기밀 및 수류 시험, 수직 연소 시험, 테더링 비행시험을 수행할 계획이며, 최종적으로 수직이륙-평행이동-수직착륙의 비행시험을 수행하여 성능검증을 완료할 예정이다. This paper introduces the test plan of a 1tonf-class vertical take-off and vertical landing(VTVL) demonstrator. The test facility for the VTVL demonstrator performance tests was constructed. The test facility was composed of a vertical test bed, propellant and pressurizing gas supply/drain system, and a control room. The test plan is to conduct leak and cold flow tests, vertical hot fire tests, and tethered flight tests. And free flight test will be conducted for verification of VTVL demonstrator.
확률적 설계 기법을 적용한 하이브리드 로켓 모터의 신뢰성 분석
문근환(Keunhwan Moon),김완범(Wanbeom Kim),이정표(Jungpyo Lee),최주호(Jooho Choi),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5
본 연구에서는 확률적 설계 기법을 적용하여 하이브리드 로켓 모터의 신뢰성 분석을 수행하였다. 하이브리드 로켓 모터의 신뢰성 분석을 위해서 실험을 통해 측정된 실험값을 사용하여 입력 변수의 확률적 특성을 모델링 하였다. 이 결과 추력을 확률분포로 구할 수 있었으며, 실제 측정치가 예측한 확률분포의 95% 신뢰구간 내에 있는 것을 확인 할 수 있었다. In this study, reliability analysis is conducted for hybrid rocket motor performance using probabilistic design method. Experimental data are used to model the probability distributions of the input parameters of the equations in the performance evaluation. As a result, distribution of the thrust is predicted and validated by the measured thrust under the 95% confidence level.
원통형 멀티포트 그레인에 스월 인젝터를 적용한 하이브리드 로켓의 연소 특성 연구
문근환(Keunhwan Moon),오지성(Jisung Oh),조정태(Jungtae Cho),이정표(Jungpyo Lee),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11
본 연구는 하이브리드 로켓 연소에서 원통형 멀티 포트 그레인과 스월 인젝터 적용 시 각각 후퇴율 증가의 장점을 취합하고자 수행하였으며, 연료 포트 수와 스월 인젝터의 배치에 따른 후퇴율 변화에 대한 실험을 수행 하였다. 실험 결과 멀티 포트 그레인에 샤워 헤드 형태의 인젝터를 적용한것 보다 스월 인젝터를 적용한 경우의 후퇴율이 증가되는 것을 확인 할 수 있었다. In this paper, a study for hybrid rocket combustion with cylindrical multi-port grain and swirl injector was performed to take advantage of regression rate. Change of the regression rate in the multi-port grain the placement of a swirl Injector experiments were performed. The results of multi-port grain using swirl injector were showed that the regression rate was increased compare with the shower head type injector.
문근환(Keunhwan Moon),김계환(Kyehwan Kim),한승주(Seongjoo Han),주성민(Seongmin Joo),김준성(Junseong Kim),김학철(Hakchul Kim),김진곤(Jinkon Kim),문희장(Heejang Moon) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5
본 연구는 달 탐사 적용을 위한 하이브리드 추진 시스템의 기초 연구로서 산화제 유량 제어를 통한 추력제어 연구를 수행하였다. 산화제 유량 제어를 위해 볼밸브(ball valve)와 스텝모터(stepping motor)를 이용하여 유량 제어 시스템을 구축하였으며, 산화제 및 연료는 각각 기체산소(Gas oxygen) 와 고밀도 폴리에틸렌(High Density PolyEthylene)을 사용하였다. 실험 결과 산화제 유량 제어를 통해 목표 추력 제어 비율(53%, 32%)로 추력제어가 이루어 졌으며, 각각의 구간 내에서 추력이 일정하게 유지되는 것을 확인 하였다. A feasibility study of thrust control of hybrid propulsion system for lunar exploration is presented. The thrust control experiments were performed by controlling the oxidizer mass flow rate where the thrust modulation is carried by using a ball valve and a stepping motor. The gaseous oxygen (GOX) and the HDPE (High Density PolyEthylene) were used for the oxidizer and solid fuel, respectively. It was found that the thrust levels were stable with no much fluctuation during the modulation period, and that the thrust was exactly controlled with target thrust modulation ratio of 53% and 32%.