http://chineseinput.net/에서 pinyin(병음)방식으로 중국어를 변환할 수 있습니다.
변환된 중국어를 복사하여 사용하시면 됩니다.
- 中文 을 입력하시려면 zhongwen을 입력하시고 space를누르시면됩니다.
- 北京 을 입력하시려면 beijing을 입력하시고 space를 누르시면 됩니다.
RISS 인기검색어
- 검색키워드
- 저자 : 송현기(Hyunki Song) (검색결과 3 건)
- 무료
- 기관 내 무료
- 유료
-
허정무(Jeongmoo Huh),안병욱(Byeonguk Ahn),김영일(Youngil Kim),송현기(Hyunki Song),고수정(Sujeong Ko),윤호성(Hosung Yoon),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5
250 N 급 하이브리드 로켓을 추진기관으로 이용하는 소형 과학로켓의 시스템 구성과 발사 준비가 진행되었다. 산화제와 연료로는 각각 90wt% 과산화수소와 폴리에틸렌이 사용되었다. 추진기관은 추력기, 공급관, 산화제탱크, 밸브류로 구성되었으며, 케이싱은 가볍고 투명하여 내부가 보이는 폴리카보네이트로 제작되어 이후 알루미늄과 스테인리스 스틸 프레임으로 추진기관에 체결되었다. 과학로켓 발사를 위한 발사대를 제작하여 비행 테스트 준비를 완료하였다. 제작된 과학로켓은 궤적 시뮬레이션 결과 최대고도 약 700 m의 운용 범위를 보여주었다. Small scale sounding rocket system was configured using 250N class hybrid rocket and prepared for flight testing. 90wt% hydrogen peroxide was used as an oxidizer and high density polyethylene was used as a fuel grain. Propulsion system was composed with thruster, feeding line, oxidizer tank, and valves. Casing was manufactured using polycarbonate and assembled with propulsion system using metal frame. Launch pad was also manufactured and flight testing was successfully prepared. Fabricated sounding rocket was expected to reach approximately 700m altitude based on trajectory estimation.
-
소형 사운딩 로켓 적용을 위한 H2O2/PE 하이브리드 로켓 시스템
허정무(Jeongmoo Huh),정상우(Sangwoo Jung),김영일(Youngil Kim),안병욱(Byeonguk Ahn),최석민(Sukmin Choi),이재완(Jaewan Lee),송현기(Hyunki Song),김종학(Jonghak Kim),윤호성(Hosung Yoon),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11
250 N 급 과산화수소/폴리에틸렌 하이브리드 로켓을 추진시스템으로 이용하는 캔 위성 발사를 위한 소형 과학로켓 설계가 진행되었다. 내탄도 계산을 통한 추진기관 성능예측, 추진기관 제작 및 지상성능 시험이 수행되었으며, 과학로켓 운용 고도 계산을 위한 궤적 시뮬레이션 코드가 작성되었고 공개 코드계산결과와 비교를 통하여 정확성이 검증되었다. 추진 기관의 지상 시험결과는 촉매점화방식으로 촉매반응기 외에 추가적인 점화시스템이 요구되지 않는 과산화수소/폴리에틸렌 하이브리드 로켓 시스템의 높은 점화 신뢰성과 간소화된 시스템 구성이 가능함을 보여주었으며, 설계된 하이브리드 소형 과학로켓은 궤적 시뮬레이션 결과 최대 고도 700m의 운용 가능성을 보여주었다. Small scale sounding rocket as CanSat carrier was conceptually designed using 250 N class H2O2/PE hybrid rocket. Propulsion system was manufactured and ground tested. Internal ballistics was calculated for performance estimation of the propulsion system. The performance test of the propulsion system was successfully conducted showing ignition reliability and system simplicity, using catalyst ignition hybrid rocket with blow-down feeding system. For flight simulation of the designed sounding rocket, trajectory code was developed and validated. The trajectory simulation was conducted with expected altitude of 700 m for the designed sounding rocket.
-
허정무(Jeongmoo Huh),김영일(Youngil Kim),안병욱(Byeonguk Ahn),정우석(Woosuk Jung),김현탁(Hyuntak Kim),최석민(Sukmin Choi),송현기(Hyunki Song),임재민(Jaemin Lim),유기정(Kijeong Yu),김종학(Jonghak Kim),윤호성(Hosung Yoon),권세진(Sejin Kwo 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
250N 급 하이브리드 로켓 추진기관을 이용한 소형 과학로켓 개발과 비행시험이 진행되었다. 시스템 간편성을 확보하기 위해 추가적인 가압기체 탱크나 압력조절기 없이 블로우다운 가압 방식을 사용하였다. 촉매 점화 방식의 하이브리드 추진기관을 구성하여 내탄도 예측과 지상테스트가 진행되었으며 성공적인 자연점화와 내탄도 예측과 유사한 추진성능을 파악하였고 점화신뢰성을 확보하였다. 비행시험에 앞서 비행 시뮬레이션이 진행되었고, 비행시험결과 로켓이 성공적으로 비행하여 예측된 값과 유사한 최고점 부근 고도 95m, 비행시간 10.5 초의 결과를 보여주어, 구성된 추진기관의 시스템 간편성과 높은 점화신뢰성, 그리고 소형 과학로켓의 추진기관으로써 유효성을 성공적으로 입증하였다. Small scale sounding rocket was developed and flight tested using 250N class hydrogen peroxide/polyethylene hybrid rocket propulsion system. Pressure-fed system was used for system simplicity, which was desired for small scale sounding rocket. Internal ballistics and ground test were conducted for catalyst ignited hybrid rocket stand-alone system, and the results were well matched with successful auto-ignition and reliability. Experimental flight test of the sounding rocket showed successful flight with 95 m maximum altitude and 10.5 sec flight time, which was suitable for the flight simulation. These results show effectiveness of blow-down feeding and catalyst ignition hybrid rocket propulsion system for small scale sounding rocket application.
연관 검색어 추천
이 검색어로 많이 본 자료
활용도 높은 자료
