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탁효성(Hyosung Tak),백기봉(Kibong Baek),권오경(O Kyeong Kwon) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2020 No.11
전기유압식 서보밸브는 항공우주분야의 다양한 환경조건에서 사용되어진다. 항공우주분야에 적용되는 전기유압식 서보밸브는 고온환경, 저온환경 등 다양한 환경조건에서도 정상적인 작동 성능을 유지하는 동시에 높은 신뢰성 또한 요구받는다. 본 연구에서는 전기유압식 서보밸브 토크모터의 기하학적 파라미터를 분석하여 온도 및 영구자석의 자속밀도 변화에 따른 전기유압식 서보밸브의 성능을 확인하였다. Electro-hydraulic servo valve are used in various environment conditions in the aerospace field. Electro-hydraulic servo valve applied to the aerospace fields are required to maintain normal operating performance under various environmental conditions such as high temperature and low temperature environment, while also requiring high reliability. In this study, the performance of the electro-hydraulic servo valve according to the temperature and magnetic flux density of the permanent magnet was confirmed by analyzing the geometric parameters of the electro-hydraulic servo-valve torque motor.
덕티드 로켓 가스발생기 적용을 위한 추진제의 연소특성 평가
신경훈(Kyung-Hoon Shin),탁효성(Hyosung Tak),박은주(Eunjoo Park),최성한(Sung Han Choi),이원복(Won Bok Lee),김준형(Junhyung Kim) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
덕티드 로켓 가스발생기에 적용하기 위해 개발한 fuel-rich 추진제에 대한 연소시험 평가를 실시하였다. 정치상태의 가스조절장치를 적용하여 노즐목 직경에 따른 추진제의 연소특성을 관찰하였고, 노즐목 직경을 변경하여 연소실 압력이 변화할 때 연소특성을 확인하였다. 또한, 가스발생기에 배출되는 불완전 연소가스의 2차 연소실에서의 완전연소를 확인하기 위하여 blast tube를 이용한 연소시험을 실시하여 추진제가 완전 연소할 수 있음을 확인하였다. A serious of static combustion tests was performed with fuel rich propellant for ducted rocket gas generator. Fixed gas flow controllers were applied to investigate combustion characteristics along nozzle throat diameter and gas flow controllers operated changing throat diameter larger or smaller to observe combustion behavior in different combustion chamber pressure. In addition, blast tube was used to simulate 2nd chamber in ducted rocket. Complete combustion of fuel-rich incomplete combustion gas was checked through the test.
신경훈(Kyung-Hoon Shin),최성한(Sung Han Choi),탁효성(Hyosung Tak),김준형(Junhyung Kim),박복선(Boksun Park) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
본 논문에서는 덕티드 로켓에 적용하기 위한 fuel-rich 추진제를 개발하여 성능 평가를 위한 연소시험을 실시하였다. 연소실 압력 및 온도, 추진제의 배출효율을 통하여 개발 추진제의 목표성능 만족 여부를 판별하였다. 또한 연소시험시 안정된 연소실 압력을 유지하기 위하여 가스조절장치의 형상을 변경하여 연소시험을 실시하였다. A fuel rich propellant for ducted rocket is developed. A series of ground tests were performed to evaluated the propellant which needs to meet the design requirement such as pressure and temperature in combustion chamber and exhaust rate. For the better performance, several gas exhausters are applied.