http://chineseinput.net/에서 pinyin(병음)방식으로 중국어를 변환할 수 있습니다.
변환된 중국어를 복사하여 사용하시면 됩니다.
하재석(Jaeseok Ha),김재훈(Jaehoon Kim),정규동(Gyoodong Jung),박재범(Jaebeom Park),양호영(Hoyoung Yang),서보휘(Bohwi Seo) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
고체추진제 내부의 균열은 연소면적을 증가시키기 때문에 과연소를 발생시키며 로켓의 기능을 상실하거나 파손되는 문제로 이어질 수 있다. 따라서 고체추진제의 설계에서 균열진전에 대한 저항력인 파괴인성의 평가가 요구된다. 하지만 고체추진제의 특성상 복잡하고 심한 비선형 거동을 나타내기 때문에 파괴인성을 측정하는 데에는 많은 어려움이 있다. 본 연구에서는 고체추진제를 선형점탄성 재료로 가정하여 파괴인성을 평가하였다. CCT(Center-cracked Tension) 시험편을 이용한 파괴인성시험을 수행하였으며 점탄성재료에서 나타나는 응력완화현상을 이용한 가상탄성변위를 계산하여 ASTM E399 규격을 통해 파괴인성을 평가하였다. 또한 파괴인성에 대한 시험온도, 시험속도의 영향에 대한 결과를 고찰하였다. Increased burning area generated by cracks in a solid propellant can lead to excessive burning and failure and severe engine failure. Therefore, it is necessary to evaluate fracture toughness of solid propellants. However, it is very difficult to measure fracture toughness of solid propellants because of the nonlinear mechanical behavior. In this study, fracture toughness evaluation of a solid propellant was conducted assuming that the solid propellant is the linear viscoelastic material. Actual displacements from fracture toughness tests using CCT specimens were converted into pseudo-elastic displacements by using stress relaxation characteristics. Also, effects of test temperature and speed on the fracture toughness were considered.
이중펄스 로켓모타의 격막형 펄스분리장치 설계 및 성능평가
김진용,권태하,이원복,조원만,이방업,정규동,이영우,Kim, Jinyong,Kwon, Taeha,Lee, Wonbok,Cho, Wonman,Lee, Bangeop,Jung, Gyoodong,Rhee, Youngwoo 한국군사과학기술학회 2015 한국군사과학기술학회지 Vol.18 No.1
The dual pulse rocket motor(DPRM) distributes the propellant energy effectively via pulse separation device(PSD) to improve the range and terminal velocity of the missile. There are two types of PSD such as bulk head type and thermal barrier type. A subscale thermal barrier type DPRM was designed, manufactured, and tested. The results showed good understanding of the characteristics of the PSD and will be applied to the design of the full scale DPRM.
이상원(Sangwon Lee),조원만(Wonman Cho),정규동(Gyoodong Jung),이방업(Bangeop Lee) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5
고체로켓모터는 작동온도와 압력에 따라서 추진제의 접착면 및 그레인 내부에 응력 및 변형율이 발생한다. 이 응력과 변형율값이 추진제의 물성 극한값을 초과하면 추진제의 균열과 접착분리가 발생되므로, 추진제의 연소면적을 급속히 증가시켜 내압이 빠르게 증가하고 연소관이 고온가스에 노출되어 폭발에 이르게한다. 본 연구에서는 부츠를 적용하기 어려운 이중 펄스로켓의 2단 모터에 추진제 그레인의 응력 완화를 위해 1/4 원 모양의 폼 코아 형상을 설계하였다. Abaqus code를 이용하여 접착 응력 및 변형율을 해석하고, 추진제의 물성치와 비교하여 안전율을 계산하였으며, P-Groove 형상을 기본으로한 폼 코아 형상을 수정하여 응력과 변형율을 완화시키는 형상을 도출하였다. Stress and strain in the propellant grain are generated by operating temperature and pressure in the solid rocket motor. If the stress and strain results exceed the ultimate values of the propellant, cracks and surface separation are occurred in the propellant grain. Those phenomena caused the catastrophic motor failure by rapid pressure rise according as increasing the burning surface. This study is presented quarter circle shaped foam core for a stress reliever in the second stage of dual pulse rocket motor. The stress and strain are analyzed by means of Abaqus code, and safety factors are calculated to the physical properties of the propellant. The foam core shapes with basic P-Groove are modified and analyzed for the final shape to relieve the stress and strain.
서보휘(Bohwi Seo),김재훈(Jaehoon Kim),박재범(Jaebeom Park),정규동(Gyoodong Jung) 대한기계학회 2013 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2013 No.12
Cracks can be generated and propagated due to high combustion pressure in the service time of solid propellant. These cracks expand the burning area and lead to excessive combustion. Consequently, the solid rocket can cause malfunction or the performance deteriorated. Therefore, it is very important to estimate the crack propagation resistance of solid propellant. In this study, edge cracked sheet specimen made by HTPB(Hydroxyl-Terminated Polybutadiene) solid propellant was used to perform the crack propagation tests. These tests were conducted in the range of temperature -60℃ to 60℃ under 2.54 and 12.7 mm/min of crosshead rate by using INSTRON 5567 testing machine with environmental chamber. Based on the test results, the stress intensity factors and a crack propagation rates were calculated. The crack resistance curves show the transition that stress intensity factors increase as temperature decrease. Also, fracture surfaces were investigated by scanning electron microscope to determine the fracture behavior under various temperatures.
이동원(Dongwon Lee),권태하(Taeha Kwon),이방업(Bangeop Lee),정규동(Gyoodong Jung) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5
다중펄스 로켓모타에 적용되는 격막형 펄스분리장치는 2단 펄스모타의 추진제 자연발화 온도를 고려하여 두께 선정을 해야 한다. 이를 위해 격막에 온도센서를 부착 후 지상연소시험을 수행하였으며, 도출된 격막 두께를 반영한 격막 부착기구의 세부 설계를 위해 Peel, Shear, Cubic 시편시험을 수행하였다. 시험 시 격막 부착기구에 적용되는 접착체의 종류, 접착 두께 비율, 운용 온도를 변화하였을 때 어떠한 특성을 나타내는지 확인하였다. The thermal barrier type Pulse Separation Device(PSD) applied at Multi-Pulse Rocket Motor(MPRM) should be considered its thickness for preventing auto-ignition of propellant loaded in 2nd pulse motor. To setting a thickness, static ground tests about MPRM were conducted using temperature sensors attached on PSD. After setting the thickness, specimens(peel, shear, cubic) test was conducted to design detail dimensions and attachment mechanism of PSD. When testing the specimens, characteristic change of attachment mechanism was verified caused by changing adhesive types, thickness ratio and operate temperatures.