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- 저자 : 방기복(Gibok Bang) (검색결과 7 건)
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양희원(Heewon Yang),방기복(Gibok Bang),류병태(Byungtae Ryu),김진환(JinHwan Kim) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
파이로테크닉 점화기의 압력특성을 예측하기 위하여 이상기체 방정식을 적용한 이론식을 사용하여 점화기의 최대압력 및 최대압력 도달시간을 예측하였다. 이론식에서 총 연소시간, 연소가스 온도 등의 변수는 CEC code를 이용하여 근사적으로 구하고, 점화기 연소시험을 통하여 결정하였다. B/KNO3, MTV, Black powder 점화제 3종으로 점화기를 제작하여 압력 예측 및 연소시험을 실시하였다. 연소시험 및 최대압력 예측 결과, B/KNO3를 사용한 점화기의 경우 예측 결과와 실험값이 유사함을 확인하였으며, MTV의 경우 예측값이 실험값 보다 다소 높게 나타남을 확인하였다. Black Powder 와 금속성분이 혼합된 black powder의 경우 예측값과 실험값이 다른 결과로써 2종 혼합물을 사용한 점화기 압력특성 예측은 이론식 적용이 어렵다고 판단된다. In this study, we predict the pressure characteristic(delay time of maximum pressure and maximum pressure of igniter)by using analytical formula based on ideal gas equation . In the analytical formula, parameter of total burning time and temperature of ignition gas was searched by CEC code, and decided by ignition test. In igniter, Ignition agents were using B/KNO3, MTV, Black powder , predict the pressure characteristic and perform the ignition test. According to the prediction and test results, prediction results and test results are similar that using B/KNO3. In case of MTV, prediction results are higher than test results. From Black powder and ignition agent contain metal powder of predictions and test results are different, it is absolutely difficult to applying predict the pressure characteristic of igniter using Black powder and ignition agent contain Metal powder.
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부피와 화약량에 따른 파이로 엑츄에이터의 압력 예측 연구
김동진(Dongjin Kim),방기복(Gibok Bang),김남춘(Namchun Kim),류병태(Byungtae Ryu),이응조(Yeungjo Lee) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5
파이로 엑츄에이터는 화약 폭발에 의해 발생된 압력을 이용하여 기계적 일을 수행하는 장치이다. 이와 같은 파이로 엑츄에이터는 일반적으로 사이즈는 작지만 큰 물리적 힘을 발생시키며 수명 연한도 10년 정도로 길다. 이러한 특징으로 파이로 엑츄에이터는 우주선 및 유도무기에 많이 사용되고 있다. 전형적인 사용 예는 당기거나 절단하거나 밀어주는 장치의 에너지 공급원으로서 사용되는 것이다. 우주왕복선에는 약 400개 이상의 파이로 장치가 사용되고 있다. 하지만 위에서 언급한 기능을 수행하지 못하고 실패할 경우 우주왕복선 임무 수행 전체가 실패할 수 있다. 따라서 파이로 엑츄에이터의 부피에 따른 발생 압력의 크기를 정확히 예측하여야 하며, 이를 바탕으로 파이로 장치들이 설계되어야 한다. 본 연구는 부피 변화에 따른 파이로 엑츄에이터의 발생 압력을 정확히 예측할 수 있는 방법과 특정 부피에서 요구된 압력을 얻을 수 있는 화약량 결정 방법에 대한 것이다. Pyrotechinc actuators are devices that carry out mechanical work using pressure by means of Explosives exploding. They are relatively compact in size but can produce large mechanical power and the storage life is longer than 10 years. This feature makes them an optimum choice for aerospace applications and guide missile systems. Pyrotechnic actuators are used as subcomponents to provide pulling, cutting, or thrusting mechanism. There are more than 400 pyrotechnic components that fly on each shuttle mission. If one of them fail their function, the whole mission of shuttle also will be failed. For this reason, exact prediction of pressure that pyrotechinc actuators produce according to variation of volume is very important. In this study we suggest the methods of prediction on pressure regard to volume and amount of explosives.
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최홍석(Hongseok Choi),김동진(Dongjin Kim),방기복(Gibok Bang) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
착화기는 각종 유도무기 및 우주발사체에서 전류를 인가받아 화약을 점화시켜 점화 및 압력생성 기능을 수행한다. 착화기의 역할은 매우 중요하며 작동 실패시 임무에 치명적인 영향을 미칠 수 있다. 본 연구에서는 이러한 착화기의 비파괴 검사 방법인 열특성 검사를 통해 얻은 값을 바탕으로 Bruceton TEST를 수행하여 열특성 값과 점화전류의 상관관계를 분석하였다. We performed Thermal Transient Tests (TTT) and sensitivity test for Electric Initiator. From Thermal Transient Test, which is non-destructive test, We could measure TTT value of individual Electric Initiator and sort. Using Bruceton test, which is destructive test, we could compare TTT value with All-Fire Level of Electric Initiator
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양희원(Heewon Yang),강원규(Wonkyu Kang),방기복(Gibok Bang),고영균(Younggyun Ko) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
착화장치는 외부의 전기적 에너지를 화학적 에너지로 변환시켜 각종 유도탄 및 우주발사체의 추진기관의 점화 및 기계장치의 에너지원으로 사용이 된다. 이러한 착화장치 및 기계장치들은 고성능화 및 소형화가 요구되는 추세이다. 이에 본 연구에서는 소형 착화장치의 2차원 구조해석을 통하여 구조안전성을 확인하였다. 해석결과 착화장치의 사용 압력 및 1.5배의 압력에서 구조물의 안전계수는 1~3정도로써 안전함을 확인하였으며, 2배의 압력범위에서는 일부 나사부의 소성변형 가능성을 확인하였다. 해석결과의 검증을 위하여 착화장치 내부 유압시험을 실시하였으며, 그 결과 해석결과와 유사하게 2배 이상의 압력에서 나사부의 미세 변형을 확인하였다. Initiator is used as the energy source of motor ignition and machinery part of various missiles and space launch vehicles by converting chemical energy into electrical energy. These initiators and machinery parts are required of high performance and miniaturization. In this study, structure safety of initiator are confirmed by 2-D structural analysis. According to the result, safety of such structures are satisfied by safety factor 1~3 degree, under environmental condition of normal operation pressure and of 1.5 times that pressure. In case of twice the operation pressure, there are some chances of thread portion’s plastic deformation. For verification of the analysis results, hydraulic test of initiator inner part was performed. The results obtained are proven to be similar to the previous analysis, in which micro-deformations were made under 2 times the normal pressure.
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강원규(Wonkyu Kang),김동진(Dongjin Kim),방기복(Gibok Bang) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
본 연구에서는 분리특성을 최적화하기 위해 폭발볼트 설계인자를 기술하였다. 해석코드를 사용하여 모서리 분리형 폭발볼트의 분리특성을 수치적으로 해석하였다. 본 연구를 통해 폭발볼트의 분리 메커니즘을 예측해볼 수 있었다. The present work is described the design factors and separation mechanism of Ridge-cut explosive bolt in order to optimize the stage separation characteristics. In this study, separation behavior of Ridge-cut explosive bolt is numerically analyzed using Analysis codes. From this study, separation mechanism of Ridge-cut explosive bolt can be predicted.
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안용환(Yonghwan Ahn),이용범(Yongbum Lee),염용일(Yongyeol Yeom),방기복(Gibok Bang),양영준(Youngjun Yang) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
본 논문은 한국형 2.75인치 로켓 추진기관의 독자 모델 개발에 관하여 기술하였다. 개발된 한국형 2.75인치 로켓 추진기관은 추진제 그레인의 형상변경을 통하여 화염안정성을 증대시켰으며, 점화장치에 EMI 필터를 장착하여 우발점화 방지기능을 추가하였다. 그리고 노즐 형상 변경 및 날개 수 증가를 통하여 비행안정성의 향상을 가질 수 있었다. 지상연소시험 및 온도충격시험을 통해 추진제의 성능을 검증하였으며, 약 210발의 비행시험을 통해 기 배치된 추진기관과 비행성능이 동일함을 입증하였다. 성능개량과 더불어 한국형 독자모델 개발로 인한 지적재산권 문제 극복에 기여할 수 있는 근간을 마련했다는데 그 의의가 있다. In this paper, the development of unique model of the 2.75 inch rocket propulsion system is described. Newly developed korean 2.75 inch rocket propulsion system shows the improvement of a flame stability resulted from a change in the configuration of propellant grain, and of an incidental ignition protection function using the EMI filter on ignition system. Moreover it is shown that a directional flight stability is improved by increasing the number of fins and changing the nozzle configuration. Static firing test and thermal shock test were conducted for the validation before flight, and flight test with 210 rounds of rockets was conducted to verify the trajectory uniformity. In addition, intellectual property issues can be overcome with the unique korean 2.75 inch rocket motor as well as the performance improvement.
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