대퇴경부 골절에 시행한 Compression Hip Screw의 결과

오종윤(Jong Yun Oh),김영태(Young Tae Kim),조덕연(Duck Yun Cho),김기용(Key Yong Kim) 대한정형외과학회 1982 대한정형외과학회지 Vol.17 No.2

저 레이놀즈 수 평판 디퓨져 유동 수치적 연구

오종윤(Jong-yun Oh) 한국추진공학회 2005 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2005 No.11

고고도 모사용 소형시험장치 연구

이지형,오종윤,박익수,Lee Ji-Hyung,Oh Jong-Yun,Park Ik-Soo 한국군사과학기술학회 2004 한국군사과학기술학회지 Vol.7 No.4

A simplified test rig to simulate high-altitude environments was designed by analyzing the AEDC (Arnolds Engineering Development Center) report regarding simulated altitude testing. The test rig consists of a vacuum chamber, a supersonic nozzle connected to a cold-gas supplier and a diffuser. The preliminary tests were conducted to validate the AEDC design concepts. The test results showed that sub-atmospheric pressure(1.0psia) environments were realized inside the vacuum chamber and the design concepts were confirmed.

소형 초음속 디퓨저를 이용한 고고도환경 모사에 대한 시험적 연구

이지형,오종윤,변종렬,Lee Ji-Hyung,Oh Jong-Yun,Byun Jong-Ryul 한국군사과학기술학회 2004 한국군사과학기술학회지 Vol.7 No.4

Experimental study was conducted on cylindrical supersonic diffuser in order to investigate the effects of the ratios of diffuser area to nozzle throat area (Ad/At), diffuser area to nozzle exit area (Ad/Ae), nozzle exit area to its throat area (Ae/At), and diffuser length to its diameter (L/D), the free volume of vacuum chamber, and the relative distance between nozzle exit and diffuser inlet on the diffuser performance. The study showed that the minimum diffuser starting pressure (Po/Pa)st increased monotonically with increase in (Ad/At) as predicted by the normal shock and momentum theory models and the volume of vacuum chamber affected vacuum pressure level during diffuser operation at lower value of (Ad/Ae). The results of this investigation will be utilized in the design of real-scale high-altitude simulation test facility.

축소 모사형 고체 추진기관 설계에 관한 연구

김형원(Hyung-Won Kim),오종윤(Jong_Yun Oh) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.5

A design of a subscale solid propellant rocket motor was conducted to do the similitude experiments for the large scale rocket motor. One of the main factor to subscale was the mach number of the solid propellant flume through a nozzle exit The analysis of the flume flow was done to obtain the mach number for the large and subscale rocket motor. The flume shapes on the non dimensional axises by the nozzle exit diameter was matched each other. The propellant grain of a subscale solid rocket motor was designed by the profile of pressure vs time obtained by the mach number of the flume shape. Some analyses of the theoretical solution were compared with the results of the ground static test.

로켓모타 설계에서 최대예상작동압력의 확률적 결정

이효남(Hyo-Nam Lee),오석진(Seok-Jin Oh),오종윤(Jong-Yun Oh) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5

로켓모타의 최대예상작동압력은 전체 비행체의 작동 신뢰성과 효율을 좌우한다. 그 이유는 주요 구조 부품들의 설계압력에 영향을 미치기 때문이다. 이런 중요성에도 불구하고, 이를 어떻게 설정해야 하는지에 대한 지침이 없다. 본 연구에서는 로켓모타의 최대예상작동압력을 확률적으로 결정하는 방법을 제시하였다. 이 방법은 로켓모타의 최대작동압력에 대한 확률밀도를 몬테칼로 방법으로 구하고, 이를 바탕으로 통계적 허용한계를 적용해서 최대예상작동압력을 설정한다. 설계변수들의 확률정보에 근거한 이 방법은 설계자에게 설정값에 대한 정량적 설명을 가능케 한다. Maximum expected operating pressure(MEOP) of a rocket motor is very important for safety and efficiency of a flight system because it governs the design pressure for structural components, such as motor case, blast tube, sealing parts, and mechanical fastened joints. Despite the importance, there is no guideline how to determine MEOP. We propose the probabilistic method to determine MEOP in rocket motor design. This method is such that first the probability density of chamber pressure was obtained using Monte Carlo(MC) method, and then the MEOP was determined by employing the upper one-sided statistical tolerance limit. This method, based on probabilistic information of design variables, enables the designer to quantitatively interpret the value of MEOP.

고체 추진기관의 격벽형 펄스분리장치 연구

조원만(Won-Man Cho),김원훈(Won-Hoon Kim),장홍빈(Hong-Been Chang),오종윤(Jong-Yun Oh),이방업(Bang-Eop Lee),이종원(Jong-Won Lee) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.5

다중펄스 로켓모타 기술은 일회성 추력발생 방식을 다회성으로 펄스화하여 로켓모타의 보유 에너지를 효율적으로 배분함으로서 유도탄의 사거리 증가와 종말속도를 향상시키므로 기동성과 명중률을 크게 향상시킬 수 있는 첨단기술이다. 본 연구에서는 다중펄스 로켓모타에 적용되는 격벽형 펄스분리장치를 설계하고, 그 시제품을 개발하였다. 펄스 분리장치의 핵심 부품인 격벽과 파열판에 대한 탄·소성 구조 해석을 수행하였다. 제작된 시제품에 대한 구조적 안정성을 확인하기 위한 공압 시험을 실시하였다. 시험 결과를 해석과 비교 분석하였으며, 비교적 일치함을 확인 할 수 있었다. A multiple pulse rocket motor distributes the thrust energy more effectively compared to typical rocket motor as providing subsequent thrusts by the pulse motors of the missile. The pulse rocket motor is the advanced technology to improve an end game capability of the missile by increasing the range and final velocity. A pulse separation device is the core part of the pulse motor. The pulse separation device of bulkhead type was designed and developed. The elastic-plastic structural analysis of the bulkhead and rupture disc was conducted. Several air tests were also conducted to confirm the structural safety and acceptability about the design concept. Test results were compared with the analysis results, which showed reasonable agreements.

고체 로켓모터의 TCO 성능 설계

황용석(Yong-Seok Hwang),윤명원(Myong-Won Yoon),오종윤(Jong-Yun Oh),배주찬(Joo-Chan Bae) 한국추진공학회 2006 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2006 No.5

전기-기계식 점화안전장치 설계 및 출력 특성 해석

장승교(Seung-gyo Jang),이효남(Hyo-nam Lee),오종윤(Jong-yun Oh),오석진(Seok-jin Oh) 한국항공우주학회 2011 韓國航空宇宙學會誌 Vol.39 No.12

고체 로켓 추진기관에 적용 가능한 전기-기계식 점화안전장치를 설계하고 제작하였다. 본 전기-기계식 점화안전장치는 로터리 솔레노이드를 이용하여 장전되고 내장된 전기식 착화기를 발화하여 점화 에너지를 발생시킨다. 점화안전장치의 점화 성능을 검증하기 위한 방법으로 10-cc 밀폐용기 시험(Closed Bomb Test)을 실시하였고 점화안전장치 작동시 발생 되는 고온, 고압의 가스로 인하여 밀폐용기 내부에 형성되는 압력을 계측하였다. 10-cc 밀폐 용기 내부에 형성되는 압력과 점화가스 유로가 열리는 시간 등을 이상기체 방정식과 질량 및 에너지 보존 법칙을 적용한 1차원 가스 동력학 모델을 통하여 계산하였다. 모델링 예측과 CBT 시험 데이터를 비교한 결과 점화안전장치에서 발생되는 가스에 의해 밀폐용기에 형성되는 압력은 약 34%의 효율을 갖는 것으로 나타났다. Electro-Mechanical Ignition Safety Device(EMISD) for solid rocket motor is designed and manufactured. The EMISD utilizes a true rotary solenoid for arming mechanism and an electric squib(initiator) for generating ignition energy. In order to prove the ignition capability of the EMISD, 10-cc Closed Bomb Test(CBT) is performed, which measures the pressure built by high temperature and high pressure gas generated by operating EMISD. The pressure built in the free volume of 10-cc closed bomb and the opening time of the ignition gas outlet are calculated using one dimensional gas dynamic model which is composed of the ideal gas equation and mass-energy conservation equation. Comparing the test result with model prediction, it is realized that the pressure built in the free volume of closed bomb due to the firing of EMISD, has the efficiency ratio of about 34%.

핀풀러 신뢰도 예측

이효남(Hyo-nam Lee),장승교(Seung-gyo Jang),오종윤(Jong-yun Oh) 한국항공우주학회 2013 韓國航空宇宙學會誌 Vol.41 No.8

핀풀러의 신뢰도를 몬테카를로 시뮬레이션을 통해서 예측하였다. 예측방법은 응력-강도 간섭 모델에 근거한다. 이 모델은 강도가 응력보다 작을 경우를 고장으로 간주한다. 본 연구에서 강도는 핀을 예정된 거리까지 후퇴시키는데 필요한 에너지로, 응력은 이 핀의 운동을 방해하는데 소요되는 에너지로 간주하였다. 전자는 주로 화약량에 의해 결정되고 후자는 여러 가지 마찰력과 반발방지장치에서 소모되는 에너지에 의존한다. 응력과 강도 변수들은 해석적 성능 모델로부터 계산하였다. 본 연구에서 제시된 방법은 많은 시료가 필요하지 않기 때문에 유사한 종류의 파이로 장치 신뢰도 계산에도 적용될 수 있다. Reliability of a pin puller was predicted by Monte Carlo simulation. The prediction method is based on the stress-strength interference model that failure occurs if the stress exceeds the strength. In this study, the strength is considered as the energy delivered by combustion of pyrotechnics to retreat the pin to a predetermined position, whereas the stress is regarded as the energy required to resist the pin movement. The former mainly depends on the amount of pyrotechnic charge and the latter is governed by several friction forces and the energy dissipation within locking mechanism. Both the variables of stress and strength were computed using an analytical performance model. The method presented here, not depending upon a large number of test item, can be applicable to predict the reliability of other kinds of pyrotechnic devices.