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김계환(Kyehwan Kim),유자원(Jawon Yoo),박종연(Jongyeon Park),한영진(Youngjin Han),문근환(Keunhwan Moon),김진곤(Jinkon Kim),문희장(Heejang Moon) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5
본 연구는 하이브리드 추진 시스템의 추력제어를 위한 산화제 유량 제어 특성 연구를 수행하였다. 산화제 유량 제어를 위해 볼밸브와 스텝모터를 이용하여 유량 제어 시스템을 구축하였으며, 산화제는 기체 산소(GOX)를 이용하였다. 실험 결과 공급압력에 무관하게 볼밸브의 개방 각도에 따라 산화제 유량이 비교적 선형적으로 증가함을 확인하였으며 각각의 구간 내에서도 일정한 유량이 공급되는 것을 확인하였다. In this study, control of oxidizer mass flow rate and verification of control system were performed for hybrid rocket thrust control application. Oxidizer flow control system consists of ball valve and stepping motor where gaseous oxygen was used for oxidizer at feeding pressure of 10, 20 and 30 bar. According to experimental results, the oxidizer mass flow rate showed a relatively linear increment as ball valve open angle increases regardless of feeding pressure. In addition, the level of the oxidizer flow rate was kept almost constant at each sequence of flow control with ball valve during the 20 seconds of operation.
김계환(Kyehwan Kim),김시진(Sijin Kim),한승주(Seungjoo Han),김진곤(Jinkon Kim),문희장(Heejang Moon) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회지 Vol.21 No.3
In this study, the surface tension of simulant gel propellants was measured by Du Noüy ring method. The variation of the surface tension was investigated with respect to the amount of the gelling agent, and metal particle addition. Distilled water was used as the base fluid for the preparation of the simulant gel propellant where Carbopol 941 was used as a gelling agent and SUS304 spherical metal particles (mean diameter : 100 nm) as simulant energetic particles. As a result of measurements, surface tension increased with increasing gelling agent concentration while, in the presence of metal particle, different behavior of surface tension has been observed.
김계환(Kyehwan Kim),김진욱(Jinwook Kim),박재홍(Jaehong Park),현성윤(Seongyoon Hyun) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.11
본 연구는 기존의 상용화된 우주발사체의 주요 설계변수를 도출하는 것을 주요 목표로 한다. 발사체로 RocketLab USA의 “Electron”을 대상으로 하였으며 공식홈페이지의 형상과 성능정보를 역설계에 사용하였다. 분석 결과는 Electron 발사체의 실질적인 임무 프로파일과 비교하여 간접적으로 검증하였다. The primary goal of this study is to derive significant design parameters of the existing commercial space launch vehicle. The rocket “Electron” of the RocketLab USA was used for reverse design with its data presented on the official website, such as shape and performance. The result of the analysis was verified indirectly by the substantive mission profile of Electron.
김계환(Kyehwan Kim),이상용(Sangyong Lee),이영석(Yongseok Lee),정기연(Giyeon Jung),문희장(Heejang Moon) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
본 연구에서는 한국항공대학교에서 활동 중인 동아리(S.R.S : Society of Rocket Study)에서 2005년부터 2013년까지 개발 및 시험 발사한 소형 하이브리드 로켓 시스템의 변화 과정과 그 내용을 정리하였다. 초기 개발 단계에는 구조가 간단한 산화제 탱크-연소실 일체형 시스템을 적용하였고 이후 휴대의 용이성을 위해 분리형 시스템에 대한 연구를 수행하였다. 현재까지 총 5대의 로켓이 개발되었고 7회의 발사에 성공하였다. 연료는 HDPE(High Density Polyethylene)를 사용하였고 산화제는 별도의 가압시스템이 필요하지 않은 액체 아산화질소(LN2O)를 사용하였다. In this paper, development history of small hybrid rocket in Korea Aerospace University Society of Rocket Study was presented from 2005 to 2013. In the first stage of development, integrated system where oxidizer tank and combustion chamber were assembled together was selected for simplicity. Since then, for the portability, the study was focused on separated system which can store oxidizer in small tank. Five rocket systems were developed, seven rockets were launched successfully up todate. HDPE was used as fuel and nitrous oxygen where do not require to pressurizing system was used as oxidizer.
심부전 환자에서 Tolvaptan 유발 삼투압성 탈수초 증후군 1예
김계환 ( Kyehwan Kim ),강민규 ( Min Gyu Kang ),박정랑 ( Jeong Rang Park ),황진용 ( Jin-yong Hwang ),곽충환 ( Choong Hwan Kwak ) 대한내과학회 2017 대한내과학회지 Vol.92 No.1
Hyponatremia is commonly encountered in patients with heart failure and has a poor prognosis. Tolvaptan, a novel selective vasopressin V2 receptor blocker, has received attention as an effective drug for treating the syndrome of inappropriate antidiuretic hormone secretion and hypervolemic hyponatremia. However, the safety of tolvaptan in the treatment of hyponatremia is not clear. We experienced a 78-year-old woman with a history of heart failure, atrial fibrillation, and hyponatremia who developed osmotic demyelination syndrome as an unexpected response to treatment with tolvaptan. (Korean J Med 2017;92:62-65)
Kerosene 기반 젤 추진제의 Organic 젤화제 함량에 따른 유변학적 특성 연구
김계환(Kyehwan Kim),한승주(Seongjoo Han),박영훈(Younghoon Park),고수한(Soohan Ko),김진곤(Jinkon Kim),문희장(Heejang Moon) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11
본 연구에서는 Organic 젤화제인 THIXATROL<SUP>Ⓡ</SUP> ST를 사용하여 케로신 기반 젤 추진제를 제작하였다. 케로신 연료로는 S-OIL사의 등유를 사용하였으며 젤화제 함량 따른 유변학적 특성을 파악하였다. Kerosene 젤은 젤화제 함량 2.5wt%, 5wt%, 7.5wt%로 제작하였으며, 점도 측정 실험은 회전형 Rheometer를 사용하였으며 측정 조건은 측정 장비의 전단응력 조절 모드(Stress control mode)로 측정하였다. 측정시험 결과 전단박화 비뉴턴 유체의 거동 특성이 측정범위 전 구간에서 나타남을 확인하였다. In this study kerosene based gel propellant is produced with Organic Gellant THIXATROL<SUP>Ⓡ</SUP>st. The Kerosene fuel has been provided by a commercial oil company S-OIL. Rheological characteristics are investigated w.r.t Gellant contents which are 2.5wt%, 5wt%, 7.5wt%. Viscosity was measured by rotational rheometer in Stress control mode. As a results, the shear thinning behaviors were appeared in all measured shear-rate ranges.
김시진(Sijin Kim),김학철(Hakchul Kim),김계환(Kyehwan Kim),박영훈(Younghoon Park),박선정(Sunjung Park),이동근(Donggeun Lee),김진곤(JinKon Kim),문희장(Heejang Moon),유영준(Youngjun You),권민찬(Minchan Kwon) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5
본 연구는 하이브리드 로켓 모터의 수중추진기관 적용을 위한 초기연구로 Lab-scale 하이브리드 로켓 모터를 이용하여 수중연소시험을 수행하였다. 3 m x 1 m x 1 m 크기의 수조 내 바닥면에서 55 cm 위에 연소기를 위치하여 수중연소시험을 수행하였으며 아크릴판으로 제작된 파열판(rupture disk)을 이용하여 연소실 초기 기밀을 유지하였다. 산화제는 액체아산화질소(LN2O), 연료는 HDPE를 사용하였고 KNSB 추진제를 이용하여 점화하였으며 연소시험은 총 5초간 진행되었다. 수중연소시험 결과 설계 추력에 근접하는 추력을 얻을 수 있음을 확인하였다. In this study, underwater combustion test was performed using a lab-scale hybrid rocket motor. The purpose of this study is to find out the feasibility of underwater propulsion using hybrid rocket system. Combustor was located underwater above 55cm from the bottom of water tank where the size of water tank is 3m X 1m X 1m. The combustor was sealed by installing acrylic plate rupture disk at the nozzle exit. LN2O and HDPE were used as oxidizer and solid fuel respectively, while the KNSB propellant was used as the ignitor source. The combustion duration was set to 5 seconds, and it was confirmed that the measured thrust of underwater combustion test was close to the design thrust.
문근환(Keunhwan Moon),김계환(Kyehwan Kim),한승주(Seongjoo Han),주성민(Seongmin Joo),김준성(Junseong Kim),김학철(Hakchul Kim),김진곤(Jinkon Kim),문희장(Heejang Moon) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5
본 연구는 달 탐사 적용을 위한 하이브리드 추진 시스템의 기초 연구로서 산화제 유량 제어를 통한 추력제어 연구를 수행하였다. 산화제 유량 제어를 위해 볼밸브(ball valve)와 스텝모터(stepping motor)를 이용하여 유량 제어 시스템을 구축하였으며, 산화제 및 연료는 각각 기체산소(Gas oxygen) 와 고밀도 폴리에틸렌(High Density PolyEthylene)을 사용하였다. 실험 결과 산화제 유량 제어를 통해 목표 추력 제어 비율(53%, 32%)로 추력제어가 이루어 졌으며, 각각의 구간 내에서 추력이 일정하게 유지되는 것을 확인 하였다. A feasibility study of thrust control of hybrid propulsion system for lunar exploration is presented. The thrust control experiments were performed by controlling the oxidizer mass flow rate where the thrust modulation is carried by using a ball valve and a stepping motor. The gaseous oxygen (GOX) and the HDPE (High Density PolyEthylene) were used for the oxidizer and solid fuel, respectively. It was found that the thrust levels were stable with no much fluctuation during the modulation period, and that the thrust was exactly controlled with target thrust modulation ratio of 53% and 32%.
하이브리드 로켓 모터를 이용한 덕티드 로켓용 가스발생기 연구
한승주(Seongjoo HAN),김계환(Kyehwan KIM),김준성(Junseong KIM),주성민(Seongmin JOO),김성수(Seongsu KIM),문희장(Heejang MOON),김진곤(Jinkon KIM) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
본 연구에서는 하이브리드 모터를 이용하여 덕티드 로켓용 가스발생기의 연소시험을 수행하였다. 본 연구는 본격적인 연구를 진행하기에 앞서 연료농후가스 발생여부와 앞으로의 연구에 대한 파라메터 도출을 목표로 하였다. 본 연구에서 연료는 폴리에틸렌, 실린더 형 7공 multi-port 그레인을 사용하였으며 산화제는 GN2O와 LN2O를 이용하였다. 연소 실험 결과 O/F 비 2.1 ~ 4.5, 당량비 1.8 ~ 3.8 의 연료과농상태의 연소가스를 발생시켰으며 산화제 유속이 증가함에 따라 발생되는 연료농후가스의 O/F 비가 증가함을 확인하였다. 또한 연소가스 온도변화를 통해 하이브리드로켓에서 발생되는 O/F shift 현상을 분석하였다. In this study, the firing test of ducted rocket gas generator using hybrid rocket motor was performed. This study aims to find out the feasibility of gas generator using hybrid motor for ducted rocket and to deduct experimental parameters for the future work. HDPE cylindrical multi-port grain was used as fuel, Gas Nitrous Oxide and Liquid Nitrous Oxide was used as oxidizer. As a result, it was succeed to gain fuel rich gas which has O/F ratio 2.1 to 4.5 and equivalence ratio 1.8 to 3.8. Increasing oxidizer mass flux, the O/F ratio increased and the “O/F shift” phenomena was also investigated.