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테플론 승화를 고려한 펄스형 플라즈마 추력기 성능해석 연구
조민경(Mingyung Cho),성홍계(Hong Gye Sung) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11
펄스형 플라즈마 추력기의 성능해석을 위해 Teflon의 승화를 고려한 일차원 비정상상태에서의 해석을 수행하였다. 일차원 Lumped circuit model을 적용하였으며 Mickeal Keidar가 제시한 테플론-플라즈마 온도에 따른 테플론 승화 모델을 적용하였다. 방전 시 발생하는 전류의 양을 예측하기 위해 Lumped circuit 모델을 적용하였으며 전극과 플라즈마에서의 저항과 인덕턴스 값을 모델링하여 적용하였다. 영문 추가 프로그램 검증을 위해 선행실험 결과와 비교하여 유사함을 확인하였다. 테플론 승화가 추력기 성능에 미치는 영향을 고찰 하였다. A performance analysis of PPT(Pulsed Plasma Thruster) has been conducted to predict a thrust and change of current. One dimensional lumped circuit analysis model and Teflon ablation model of Mickeal Keidar were implemented. The lumped circuit model including a resistance and a inductance model of a plasma was adapted to predict a magnitude of a discharge current. Numerical simulation results had good agreements with pervious research. Current discharge rates with different voltages was compared with experimental data. The Teflon ablation effect on thruster characteristics was investigated.
조민경(Mingyung Cho),허준영(Junyoung Heo),성홍계(Hong-Gye Sung) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회지 Vol.13 No.2
A typical unsteady internal ballistic analysis model was proposed to take account of the erosive burning with the variance of local velocity and pressure along the grain surface of a solid rocket combustor. To validate the model of concern in the study, both cases of non-erosive and erosive burning were compared with the previous researches with marginal accuracy. It was quantitatively investigated that the combustion pressure, grain length, initial temperature, and vaporization temperature of propellant affect the erosive burning characteristics.
침식연소를 고려한 고체로켓 추진기관 내탄도 해석기법 연구
조민경(Mingyung Cho),권태훈(Tae-hoon Kwon) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11
본 연구에서는 고체 추진기관의 침식연소 해석을 위한 비정상 일차원 내탄도 해석 모델을 개발하였다. 연소실 축방향 유동과 압력변화를 해석하기 위해 연속방정식과 운동량 보존식을 연립하여 수치해석 하였다. 기존에 검증된 고체 추진기관 무차원 내탄도 해석 프로그램과 해석 결과를 비교하여 개발한 해석 모델을 검증하였다. 그레인 직경 대 길이비가 큰 모터의 축방향 연소속도, 압력, 속도 변화를 고찰 하였다. A typical unsteady internal ballistic analysis model was proposed to take account of the erosive burning for a solid rocket motor. The variance of local velocity and pressure along grain surface are analyzed by using the continuity and momentum equation. The model introduced in this study showed good agreements with the results of previous internal ballistics program. It was investigated that the change of combustion pressure, gas velocity and regrestion rate along the grain axis.
조민경(Mingyung Cho),김진용(Jinyong Kim),권태훈(Taehoon Kwon) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.5
본 연구에서는 고체 추진기관의 침식연소 해석을 위해 비정상 일차원 내탄도 해석 모델을 이용하였다. 연소실 축방향 유동과 압력변화를 해석하기 위해 연속방정식과 운동량 보존식을 연립하여 수치해석 하였다. 침식연소가 발생한 모터의 시험 결과와 해석 결과를 비교하여 연구 모터의 침식연소 상수를 도출하였다. 그레인 형상 변화가 침식연소에 미치는 영향을 평가하였다. A typical unsteady internal ballistic analysis model was developed to take account the erosive burning of a solid rocket motor. The variance of local velocity and pressure along grain surface were analyzed by using the continuity and momentum equation. The coefficients of erosive burning were drew from comparing experiment data with analysis. It was investigated that the grain shapes of propellant affect the erosive burning.
조민경(Mingyung Cho),허준영(Junyoung Heo),성홍계(Hong-Gye Sung) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.11
본 연구에서는 연소실내 유동으로 인해 발생하는 연소실 축방향 압력변화를 고려한 비정상 내탄도 해석모델을 개발하고 이를 바탕으로 침식연소를 해석하였다. 개발 모델은 선행 연구와 비교하였으며 해석결과가 일치함을 확인하였다. 연소실 압력, 그레인 길이, 그레인 초기온도, 추진제 기화온도가 침식연소에 미치는 영향을 조사하였다. A typical unsteady internal ballistic analysis model was proposed to take account the erosive burning with the variance of local velocity and pressure along grain surface to the axis of a solid rocket combustor. The model introduced in this study showed good agreements with the results of previous research. It was investigated that the combustion pressure, grain length, initial temperature, and vaporization temperature of propellant affect on the erosive burning.
국부연소 현상을 고려한 하이브리드로켓의 성능예측 기법연구
조민경(Mingyung Cho),허준영(Junyoung Heo),박형주(Hyungju Park),김진곤(Jinkon Kim),문희장(Heejang Moon),성홍계(Hong-Gye Sung) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11
본 연구에서는 연소실의 축방향 압력과 속도변화를 도출할 수 있는 비정상 내탄도 해석모델을 개발하고 이를 바탕으로 산화제 변화에 따른 연소실 압력분포 변화를 해석할 수 있다. 개발 모델 검증을 위하여 연소실 전후단의 압력을 측정한 실험결과와 해석결과를 비교하여 실험과 해석결과가 유사함을 확인하였다. 하류방향으로 산화제 유량이 변하고 이는 연소실 압력 및 후퇴율, 연소가스 유속의 변화에 영향을 미침을 고찰하였다. A unsteady internal ballistic analysis model was proposed to take account for the variance of local variance of pressure and velocity along the grain surface of a hybrid rocket combustor. The model of concern in the study was fairly comparable with the test result. The local variation of the oxidizer mass flow rate along grain surface results in chamber pressure, regression rate, and gas velocity change along its flow direction.
국부연소 후퇴율을 고려한 하이브리드로켓의 성능예측 기법연구
조민경(Mingyung Cho),허준영(Junyoung Heo),박형주(Hyungju Park),김진곤(Jinkon Kim),문희장(Heejang Moon),성홍계(Hong-Gye Sung) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회지 Vol.16 No.1
An unsteady internal ballistic performance model was proposed to take account for the variance of local regression rate along the grain port of a hybrid rocket combustor. The characteristic parameters of hybrid rocket motor was investigated. The performance model of concern in the study was fairly comparable with the test result. The combustion coefficients and local burning characteristics of a hybrid rocket motor were evaluated. The local variation of the oxidizer mass flow rate results in the changes of local regression rate, pressure, temperature, and gas velocity to flow direction, which was analyzed quantitatively.
추력 650 kgf 급 하이브리드 로켓 모터의 연소시험
이정표(Jungpyo Lee),김수종(Soojong Kim),김기훈(Gihun Kim),조정태(Jungtae Cho),김학철(Hakchul Kim),우경진(Kyongjin Woo),도규성(Gyu-Sung Do),소정수(Jungsoo So),오정수(Jung-soo OH),조민경(Mingyung Cho),문희장(Heejang Moon),성홍계(Honggye S 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11
본 연구에서는 추력 650 kgf 급의 PE/N2O 하이브리드 로켓 모터의 지상 연소시험을 수행하였다. 초기 실험에서 산화제 유량이 작게 유입됨으로 인해 연소실 압력 및 추력이 설계치 만큼 확보되지 못함을 확인 하였다. 이를 보완하기 위해 노즐목 감소 및 산화제 유량을 증대하여 실험을 수행하였고, 실험에서 발생하는 연소현상을 분석하였다. 또한 sub-scale과 lab-scale의 실험결과를 통해 scale에 따른 연소특성 변화를 비교? 분석 하였고, 동일 산화제 유속에서 sub-scale의 후퇴율이 lab-scale의 후퇴율보다 차이는 작지만 낮게 나타남을 확인했다. 본 연구의 결과를 통해 실제 하이브리드 사운딩 로켓 개발을 위해 고려되어야 할 사항을 파악할 수 있었다. In this study, we presented the results of static firing tests on the PE/LN2O hybrid rocket motor, which has a thrust of 650 kgf level. Through the early tests, we found that the combustion chamber pressure and the thrust were lower than design values because an actual oxidizer flow rate was less than that expected. In order to complement this result, the methods of decrease of nozzle throat and the increase of oxidizer mass flow rate were conducted in the next experiment, and we studied the combustion phenomena with the experimental results. Also we compared and analyzed a difference of combustion characteristics on scale effect. It show that a sub-scale motor regression rate was a little less than that of a lab-scale motor with the same oxidizer mass flux. Results of this study might be used as a basic data for development of hybrid sounding rocket.
Synthetic Jet 발생을 위한 유체소자 작동 특성
이지웅(Ji Ung Lee),허준영(Jun Young Heo),조민경(Mingyung Cho),정기연(Ki Yeon Jeong),성홍계(Hong Gye Sung),최현영(Hyun Young Choi) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5
Synthetic Jet 발생을 위한 유체소자 작동 특성에 대해 연구하였다. 선행연구를 통하여 형상과 작동범위를 결정하였고, 수치해석과 실험결과를 비교 및 분석하였다. 유동방향 제어가 가능한 최소의 제어유동과 주유동의 압력비를 도출하였고, 그 압력비가 다른 압력을 가진 주유동에도 적용이 되는지에 대하여 연구를 수행하였다. 주유동과 제어유동의 교차로에서의 유동특성 분석을 통해 주유동을 편향시키는 주요 파라미터를 예측하였다. The purpose of this report is to investigate the dynamic characteristics of a fluidic valve for synthetic jet. The configuration and experimental setup were figured out through the previous study. The minimum pressure ratio of control flow and main flow to control the main flow were determined, and the possibility of controling main flows with different pressures was figured out by using the same minimum pressure ratio that were already found. Through this study, an interesting result that the configuration of the control valve could be one of parameters to change the main flow was found.