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정성민(SungMin Jung),장홍빈(Hong-Been Chang),이규준(Kyu Joon Lee) 한국추진공학회 2022 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2022 No.5
고체 추진기관의 총역적은 추진기관의 가장 중요한 요구조건이므로 총역적의 변동은 반드시 해결해야 하는 중요한 문제이다. 본 논문은 추진기관 개발시험 과정에서 발생할 수 있는 총역적 변동의 원인을 분석하였다. 이 분석 결과로부터 변동 원인이 노즐목의 삭마율과 추진기관의 출고에서 연소시험까지 추진기관이 받는 대기 온도의 영향으로 추정된다. 이 두 항목은 지금까지 추진기관 시험평가에서 주목받지 않은 항목이었으나 지금부터 주목 인자로 취급해야 한다. A problem of the total impulse variation should be solved since it is the most important factor determining the performance of a solid rocket motor. In this paper, causes of this variation which occurred in the performance test was analyzed during the solid propulsion development. From the results of this analysis, it is strongly presumed that the ablation ratio of a nozzle throat and atmosphere temperature affect the total impulse. These two factors have not been perceived in the performance test so far, but they need to be treated as secondary causes of the total impulse variation.
UAV용 유체역학적 추력편향 노즐의 고 정확도 다분력 시험장치 개발
송명준(Myung-Jun Song),장홍빈(Hong-Been Chang),조용호(Yong-Ho Cho),이열(Yeol Lee) 한국항공우주학회 2013 韓國航空宇宙學會誌 Vol.41 No.2
추력편향 제어기술은 무인기의 고기동성 확보에 있어 필수적이다. 본 연구에서는 동축 코안다 효과를 이용한 초음속 사각노즐 유동의 추력편향 특성을 정량적으로 측정할 수 있는 다분력 시험장치를 개발하였다. 엄밀한 보정 및 자세한 자료분석 과정을 통하여 본 연구에서 개발된 시험장치의 로드셀 상호간섭에 의한 측정오차는 약 5% 미만임이 관찰되었고, 또한 고압 연결튜브에 의한 오차는 거의 무시할 수 있음이 판명되었다. 아울러 개발된 시험장치를 이용하여 본 연구의 동축 코안다 효과를 이용한 사각노즐의 추력편향 특성에 관한 기초적인 실험결과가 얻어졌다. The thrust vector control technique is essential for high maneuverability of unmanned aerial vehicles. In the present study, a multi-component balance was developed to quantitatively evaluate the thrust-vectoring performance of a supersonic rectangular nozzle based on the Coanda coflowing effect. Precise calibration and detailed data analysis were performed during the development. It was found that the cross-talk errors between load cells in the balance were less than 5%, and that the unwanted errors due to high-pressure supply tubes were almost negligible, which contributed to the high accuracy of the present balance design. Some preliminary test results of the thrust-vectoring performance of the present nozzle design were also obtained and analyzed.
단축 다중 로드셀 힘 측정 시험대 및 추력벽체 설계기법
이규준(Kyu Joon Lee),이영원(Young Won Lee),강문중(Moon Joong Kang),장홍빈(Hong Been Chang) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5
본 논문은 산업현장에서 많이 사용되는 단축 다중 로드셀 힘 측정 장치의 새로운 설계 기법과 추력시험대의 추력벽체 설계 기법을 제안하고 이들을 추력시험대에 적용하여 연소 시험한 결과를 보여주었다. 연소 시험 결과에서 본 설계 기법의 개념이 잘 구현되었음을 알 수 있다. 새 다중 로드셀 힘측정 장치는 기존 설계 기법에 비해서 상대적으로 설치개념이 단순하여 비교적 쉽게 산업 현장과 항공용 추진기관의 추력시험대에 적용이 가능하여 향후 유사 분야에 많이 이용될 것으로 예상된다. This paper was described that a new design techniques of the multi-cell force measuring stand and a thrust wall, and these application to the propulsion thrust stand design and captive fire test results of the solid rocket motor were shown. These test results showed that these design concepts were well realized. This new multi-cell force measuring stand has relatively easy installation compared with the old one, so the new design technique may be widely applied to the industrial force measurements and aerospace propulsion test stands.
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.
김중근(Joung Keun Kim),이지형(Ji Hyung Lee),장홍빈(Hong Been Chang) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회지 Vol.13 No.2
Both the nozzle expansion ratio and the chamber pressure are simultaneously and continuously changed according to pintle movement, resulting in a different internal flow structure and flow separation characteristics. In this paper, the pintle position effect on nozzle flow structure and separation phenomena is analyzed by experimental-aided Computational Fluid Dynamic(CFD). Among the turbulent models for RANS(Reynold Averaged Navier Stokes) in Fluent, Spalart-Allmaras model is better agreement with the nozzle wall pressure distribution attained by cold-flow test than other models. And even if a conical nozzle is used, there is a shock structure similar to cap-shock pattern mainly occurred in contoured or shaped optimized nozzle because of internal shock generated from pintle tip flow separation.
이규준(Kyu Joon Lee),권영화(Youngwha Kwon),정치훈(Chihoon Jung),윤지수(Jisu Yoon),장홍빈(Hong Been Chang) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2020 No.11
추력측정불확도가 클수록 시스템의 요구 성능을 만족시키기 위해서 추진기관의 총역적을 높여야 하므로 측정불확도 감소는 대단히 중요하다. 본 논문은 불확도 요인들의 중 운용단계에서 개선할 수 있는 요인을 파악한 후 개선 방안을 제시하고 이를 적용한 시험 결과를 통하여 개선방법의 효과를 입증하였다. 따라서 기존 사용 중인 추력측정시스템의 측정불확도를 크게 개선할 수 있게 하였다. The larger thrust measurement uncertainty becomes, the more total impulse of propulsion systems increases to achieve system requirement. So, reducing thrust measurement uncertainty is very important. In this paper, a method to reduce measurement uncertainty of the Thrust Measuring system(TMS) is proposed by examining uncertainty factors to be improved in the operation phase of the TMS. Then, the method was proved through results of application tests. As a result, the thrust measurement uncertainty of the existing TMS is greatly reduced.