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Al<sub>2</sub>O<sub>3</sub> 나노입자가 젤(Gel) 추진제의 곡관 유동특성에 미치는 연구
오정수,문희장,Oh, Jeongsu,Moon, Heejang 한국추진공학회 2013 한국추진공학회지 Vol.17 No.3
본 연구에서는 곡관 채널에서의 비뉴튼 젤 추진제의 유동 특성에 대해 연구하였다. 물을 기본유체로 하는 모사젤을 Carbopol 941 젤화 작용제와 NaOH 농축액을 혼합하여 제작하였으며 입자 유무에 따른 유동 특성을 파악하기 위해 $Al_2O_3$ 나노 입자가 첨가된 젤을 제작하여 두 젤 추진제간의 유변학적 특성을 비교하였다. 두 모사젤에 대해 U-자형의 곡관부 위치별 유동특성과 Dean 와류(vortices)의 경향은 상이하였으나 나노 입자가 첨가된 모사젤 추진제의 경우 높은 컨시스턴시 지수에도 불구하고 두 모사젤 모두 비슷한 범위의 임계 Dean 수를 도출하였다. 나노 입자 첨가 유무와 무관하게 power-law 지수값이 임계 Dean 수를 결정하는데 주요 변수임을 판단할 수 있었으나 나노입자가 첨가된 젤의 경우 Dean 와류 강도의 변동폭이 상대적으로 크다는 결론을 내릴 수 있었다. Curved duct channel flow characteristics for non-Newtonian gel fluid is investigated. A simulant gel propellant mixed by Water, Carbopol 941 and NaOH solution has been chosen to analyze the gel propellant flow behavior. Rheological data have been measured prior to the flow analysis where water-gel propellant and water-gel propellant with $Al_2O_3$ nano particles are both used. The critical Dean number examined by the numerical simulation in the U-shape duct flow reveals that although water-gel-nano propellants have higher apparent viscosity, the critical Dean number do show no notable difference for both the two gel propellant. It is found that the power-law index may be a dominant parameter in determining the critical Dean number and that the gel with particles addition may be more vulnerable to Dean instability.
비연소성 다이아프램을 적용한 하이브리드 연소기의 연소 특성 연구
문근환(Keunhwan Moon),김학철(Hakchul Kim),이선재(Sunjae Lee),최원준(Wonjun Choi),이정표(Jung-pyo Lee),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.5
비연소성 다이아프램을 장착한 하이브리드 연소기에서 후퇴율 및 연소효율 특성에 관한 연소 실험을 수행하였다. 실험결과 다이아프램을 장착한 경우 후퇴율 및 연소효율이 증가하였으며, 연료포트 직경과 다이아프램 내경의 단차가 클수록 후퇴율 및 연소효율이 증가하였다. 또한 다이아프램으로 인한 연소율 변화를 표현할 수 있는 후퇴율 관계식을 제안하였다. The hybrid combustion experiments using non-combustible diaphragm were performed for characteristic of regression rate and combustion efficiency. Results of experiments using diaphragm were showed that the regression rate and efficiency were increased. In addition, the larger difference between fuel grain port and diaphragm port increase the regression rate and efficiency. The modified regression rate equation was proposed with the port area ratio of fuel and diaphragm.
문근환(Keunhwan Moon),조정태(Jungtae Cho),김수종(Soojong Kim),이정표(Jungpyo Lee),김학철(Hakchul Kim),오지성(Jisung Oh),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.5
하이브리드 로켓에서의 고체 연료의 연소 현상을 가시화하기 위하여 장치를 제작하였다. 가시화 장치는 평판 하이브리드 연소기 시스템, 점화 시스템, 산화제 공급 시스템, 데이터 획득 및 제어 시스템, 연소 가시화 측정 장비로 구성되었다. GOX 산화제와 HDPE, Paraffin-LDPE Blending, Paraffin 연료를 이용하여 연소 가시화 시험을 수행하였고, 수치적으로만 연구되어 왔던 연소실 내의 연소 현상을 가시화 할 수 있었으며, 화염의 형성 및 용융성 연료의 액적 비산 현상을 관찰 할 수 있었다. The visualization device for hybrid rocket is fabricated to investigate the combustion phenomena. Visualization device were composed with ignition system, oxidizer supply system, control system and data acquisition system, combustion visualization system. GOX as oxidizer and HDPE, Paraffin-LDPE Blending, Paraffin sd were used. As results, combustion phenomena and fuel droplet entrainment were observed.
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%.
윤창진,김진곤,문희장,Yoon, Changjin,Kim, Jinkon,Moon, Heejang 항공우주시스템공학회 2007 항공우주시스템공학회지 Vol.1 No.2
This paper proposes a numerical modeling approach to simulate the hybrid combustion phenomena. From the physical understandings of hybrid combustion, the computational domain was separated into three regions: the solid fuel, gas phase reactive flow, and the interface between solid and fluid. Moreover, for the accurate calculation, computational grids for these regions was generated at every time step considering the instantaneous moving interface which are governed by the balance equations using thermal pyrolysis. In the domain of reactive flow, by virtue of diffusion flame structure, turbulent combustion modeling was introduced using either mixture fraction approach or mean reaction rate approach.
추력 1000 kgf급 하이브리드 로켓(KHyRoc-Ⅱ)의 개발
문근환(Keunhwan Moon),오지성(Jisung Oh),이선재(Sunjae Rhee),최원준(Wonjun Choi),김학철(Hakchul Kim),이정표(Jungpyo Lee),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5
본 연구에서는 추력 1000 ㎏f 급 하이브리드 로켓 (KHyRoc-Ⅰ)의 지상 연소 실험을 수행하였다. 지상 연소 실험 결과 약 700 ㎏f의 추력을 획득하였으며, 비행 궤적 계산 결과 최대 고도 12.5 ㎞로 계산 되었다. 그리고 KHyRoc-Ⅰ의 큰 L/D비(28)로 인한 구조 안전성의 문제점을 보완하기 위해, 직경 250 ㎜의 알루미늄 seamless tube를 사용하여 L/D비가 작은(18.3) KHyRoc-Ⅱ를 재설계하였다. 내탄도 해석을 통하여 추력 900 ㎏f 하이브리드 로켓 엔진을 설계하였으며, 비행 궤적 계산 결과 최대 고도는 약 7.4 ㎞로 계산되었다. In this study, the hybrid rocket was developed that has a thrust of 1000 ㎏f level. The static fire test was shown that the thrust was 700 kgf level and trajectory was predicted by the maximum altitude of 12.5 ㎞. The L/D ratio of KHyRoc-Ⅰ has 28, but the KHyRoc-Ⅱ were designed the small L/D ratio(18.3) using the seamless aluminium tube(Diameter : 250 ㎜). And KHyRoc-Ⅱ has a thrust of 900 ㎏f level, that is designed with internal ballistics and trajectory was predicted by the maximum altitude of 7.4 ㎞.
원통형 멀티포트 그레인에 스월 인젝터를 적용한 하이브리드 로켓의 연소 특성 연구
문근환(Keunhwan Moon),오지성(Jisung Oh),조정태(Jungtae Cho),이정표(Jungpyo Lee),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye Sung),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11
본 연구는 하이브리드 로켓 연소에서 원통형 멀티 포트 그레인과 스월 인젝터 적용 시 각각 후퇴율 증가의 장점을 취합하고자 수행하였으며, 연료 포트 수와 스월 인젝터의 배치에 따른 후퇴율 변화에 대한 실험을 수행 하였다. 실험 결과 멀티 포트 그레인에 샤워 헤드 형태의 인젝터를 적용한것 보다 스월 인젝터를 적용한 경우의 후퇴율이 증가되는 것을 확인 할 수 있었다. In this paper, a study for hybrid rocket combustion with cylindrical multi-port grain and swirl injector was performed to take advantage of regression rate. Change of the regression rate in the multi-port grain the placement of a swirl Injector experiments were performed. The results of multi-port grain using swirl injector were showed that the regression rate was increased compare with the shower head type injector.
하이브리드 로켓 추진 시스템의 혼합 연소실 적용에 따른 Trade-off 평가
김학철,문근환,문희장,김진곤,Kim, Hakchul,Moon, Keunhwan,Moon, Heejang,Kim, Jinkon 항공우주시스템공학회 2016 항공우주시스템공학회지 Vol.10 No.3
The intermediate mixing chamber is one of various methods for improving the regression rate and combustion efficiency of the hybrid rocket. The mixing chamber with its non-combustible material makes the propulsion performance increase, but it leads to a low fuel-loading density in the combustion chamber; therefore, this performance-related trade-off between the mixing chamber and the low fuel-loading density was studied. In this study, the trade-off was conducted by comparing the intermediate-mixing-chamber case with a w/o-mixing-chamber case. The small hybrid-sounding rocket is designed with internal ballistics for comparing the rocket length to the weight. In addition, an external ballistic analysis was conducted for comparing the performances of the w/- and w/o-mixing-chamber cases. As a result, the intermediate-mixing-chamber case shows that the length and the weight were decreased to 12 % and 8 %, respectively; furthermore, when compared with the normal cases, the estimated altitude result of the w/-mixing-chamber case was increased to approximately 75 m.
다이아프램을 적용한 하이브리드 로켓의 연소 가시화 연구
문근환(Keunhwan Moon),오지성(Jisung Oh),김학철(Hakchul Kim),문희장(Heejang Moon),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
본 연구에서는 다이아프램을 적용한 하이브리드 로켓 내부의 연소 현상을 파악하기 위해 연소 가시화 장비를 구축하여 연소 실험을 수행하였다. 연소 실험을 위해 연료와 산화제는 HDPE와 기체 산소를 사용하였다. 연소 가시화 결과, 다이아프램을 적용한 경우 다이아프램 후방에서 발생하는 재순환 영역을 확인할 수 있었으며, 연료와 다이아프램 사이의 단차가 커질수록 재순환 영역의 크기가 커지는 것을 확인할 수 있었다. In this study, the visualization for combustion phenomena of the hybrid rocket with diaphragm were performed. The solid fuel and the oxidizer were used as the HDPE (High Density Polyethylene) and the gaseous oxygen (GOX), respectively. As results of combustion visualization with diaphragm, the recirculation zone was generated after of the diaphragm. In addition, the recirculation zone length was increased by the larger step between solid fuel and diaphragm.
문근환(Keunhwan Moon),한승주(Seongjoo Han),김학철(Hakchul Kim),김계환(Kyehwan Kim),김진곤(Jinkon Kim),문희장(Heejang Moon) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회지 Vol.18 No.6
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 without much fluctuation during the modulation period, and that the thrust was exactly controlled with target thrust modulation ratio of 53% and 32%.