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Dual-Bell Contour를 갖는 Slot Nozzle의 추력특성
권민찬(Minchan Kwon),V. V. Semenov 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
고정된 팽창비 노즐을 갖는 비행체의 최대 비추력은 노즐 출구 압력이 로켓의 비행궤적 중 일치하는 몇 몇 대기압력 고도에서 갖게 된다. Dual-Bell Contour를 갖는 Slot Nozzle은 고도보정기법의 하나로써 통상적인 Bell Nozzle과 비교하였을 때 지상에서는 약 8% 그리고 고고도에서는 약 3.6%의 추력증가 특성을 갖는 다는 것이 연구결과를 통해 알려졌다. At rigid, fixed-area nozzle with a given expansion ratio the maximum specific impulse is reached when nozzle exit pressure is selected as equal to some atmospheric pressure on trajectory of rocket flight. Slot Nozzle with Dual-Bell contour is one of the altitude compensation methods. The calculations shows the thrust of Slot Nozzle increased to 8% near the Earth and 3.6% in space at equal conditions with conventional Bell Nozzle.
권민찬(Minchan Kwon),유영준(Youngjoon Yoo),허준영(Junyoung Heo),황희성(Heeseong Hwang) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.12
수중운용 체계를 위한 로켓추진기관 개발에 대해 기술하였다. 추력조절이 가능한 LP(Liquid Propellant rocket)형 추진기관 및 HR(Hybrid Rocket)형 추진기관을 선정하여 시스템으로의 적용 가능성을 확인하였다. 축소형 액체로켓연소기 및 이동형 시험대를 개발하여 적용 가능성을 검토하였으며, 수상체계 적용을 위한 추력 1.5톤급 및 추력 1.8톤급 하이브리드 로켓 추진기관을 개발하였다. 시험결과 1.8-톤급 하이브리드 로켓이 수상운용을 위한 추진기관 요구 성능 및 수중 주행 안정성 목표를 성공적으로 달성하였다. The development of rocket propulsion system for underwater application was described. Throttle able LP(Liquid Propellant rocket) and HR(Hybrid Rocket) propulsion system were selected as a candidate of underwater propulsion system. The subscale liquid rocket chamber and it’s portable combustion stand were developed and the applicability was examined. The 1.5-ton.f and 1.8-ton.f Hybrid rockets were developed for underwater application. The test results have revealed that the 18-ton.f hybrid rocket fully complies to the performance, underwater cruise stability requirements and thus concluded that the development is successfully complete.
권민찬(Minchan Kwon),양준서(Juneseo Yang),임성택(Seongtaek Lim) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5
1960년대 이후부터 하이드라진(N2H4)은 로켓, 인공위성 또는 심우주 임무용 추진제로 사용되어 왔다. 하지만 하이드라진의 높은 독성과 운영비용으로 이온성 액체 추진제(ADM, HAN) 및 아산화질소 연료 혼합물(NOFB)과 같은 친환경 추진제에 대한 요구가 증가하고 있다. 아산화질소 연료 혼합물(NOFB)은 이원추진제가 갖는 높은 성능과 단일추진제의 단순한 공급시스템 장점을 모두 갖는 추진제로서, 적절한 취급방법과 설계가 적용된다면 전통적인 하이드라진 추진 시스템을 대체할 만한 추진제로 사용가능할 것이다. Since the 1960s hydrazine is used as a propellant to power rocket, satellites or deep space missions. Due to hydrazine’s high toxicity and operating cost, the request for Green Propellant as energetic ionic liquids(HAN, ADN), nitrous oxide blends is growing. Nitrous Oxide Fuel Blend(NOFB) having advantage of a bipropellant performance as well as the advantage of a mono-propellant in respect to the simple propellant tank and feed system. It is worth replacing traditional hydrazine based propellant system if handled and designed properly.
이형주,박정배,권민찬,황기영,Lee, Hyung Ju,Park, Jeongbae,Kwon, Minchan,Hwang, Ki-Young 항공우주시스템공학회 2013 항공우주시스템공학회지 Vol.7 No.3
Hypersonic vehicles over Mach 5 need active cooling or thermal management systems to resolve excessive heating problems on their fuselage and engines. Endothermic fuels are widely used these days not only for the energy source but also for a heat sink. Therefore, fuel supply systems of hypersonic vehicles should be mainly composed of adiabatic fuel storage tank, cooling systems for the airframe and engine/nozzle, and fuel supply/injection systems in high pressure, high temperature, and high fuel flow rate conditions. This paper describes a conceptual design process of a hypersonic fuel supply system in order for designing a layout of the system, and identifying components and their specification requirements.