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한승주(Seongjoo Han),문근환(Keunhwan Moon),고수한(Soohan Ko),김진곤(JinKon Kim),유영준(Youngjun You),권민찬(Minchan Kwon),문희장(Heejang Moon) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
본 연구에서는 하이브리드 추진기관의 수중시스템 적용을 위하여 Lab-scale 엔진을 이용한 수중연소시험을 수행하였으며 파열판 조기 파열 시 발생되는 초기 연소실 압력 상승에 관한 연구를 수행하였다. 하이브리드 수중추진기관의 초기점화 단계에서 점화제에 의한 파열판 조기 파열 현상에 따른 점화특성을 중점적으로 파악하였으며 착화 전 점화제에 의한 파열판의 파열은 수중추진기관 운용 조건에 큰 영향을 미치지 않는 조건을 파악하였다. In this study, underwater combustion test was performed to analyze the ignition characteristics of a hybrid underwater propulsion system in the presence of a rupture disc. LN2O and HDPE were used as oxidizer and solid fuel respectively, while the KNSB propellant was used as the ignition source. As a results, it was found that the burst of the rupture disc by the ignition source, prior to the main combustion, had a minor effect on the operability of the underwater propulsion system.
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.
연소실 내부의 원형봉 유무에 따른 스월 인젝션 하이브리드 로켓의 연소특성연구
한승주(Seongjoo Han),최원준(Wonjun Choi),문근환(Keunhwan Moon),김학철(Hakchul Kim),문희장(Heejang Moon),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
본 연구에서는 스월 인젝션을 사용하는 하이브리드 연소기의 연료 내에 스월의 지속성을 높이기 위하여 비연소성 원형봉을 장착하여 연소특성을 파악하였다. 산화제는 기체산소를 사용하였으며, 연료는 고밀도 폴리에틸렌을 사용하였다. 스월 인젝터 내 stainless steel로 만들어진 원형봉을 장착하고 카본으로 만들어진 원형봉은 연소실내 장착하여 스월 인젝터 내 원형 봉의 유무 및 연소실내 카본 원형 봉의 유무에 따른 스월 유동의 지속성 및 후퇴율 변화를 측정하였다. In this study, combustion characteristics of hybrid combustor with non-combustible cylinderical rod in fuel port were studied to keep swirl intensity to end of fuel grain. The oxidizer and solid fuel were used the gaseous oxygen and high density polyethylene. The stainless steel cylinderical rod and the carbon one were established in swirl injector and fuel port respectively. Beforehand, in order to determine the effect of cylinderical rod in swirl injector, experiments were conducted without the one in combustion chamber. In sequence, experiments with cylinerical rod in combustion chamber were performed. As a result, cylinderical rod does not affect to the durability of swirl flow.
N<SUB>2</SUB>O/PE 하이브리드 로켓의 스케일 변화에 따른 연소특성 연구
한승주(Seongjoo Han),문근환(Keunhwan Moon),김진곤(Jinkon Kim),문희장(Heejang Moon) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5
본 연구에서는 하이브리드 추진기관 설계에 중요한 변수인 스케일에 따른 연소특성을 분석하였다. Blow-down 시스템을 사용하는 LN2O/PE 추진제 조합에 대하여 분석을 수행하였으며 현존하는 스케일 관계식을 이용한 스케일 변화에 따른 평균 후퇴율의 변화는 크지 않음을 확인하였다. 특성배기속도 효율은 스케일이 커짐에 따라 증가함을 확인하였다. 그러나 특성배기속도 효율은 후방연소실의 형상 등 복잡한 변수가 포함되어 있어 단순한 스케일의 변화에 따른 영향이라고 단정할 수 없다고 판단된다. 이에 특성속도효율 및 국부적인 후퇴율 예측에 관한 하이브리드 로켓 스케일 관계식에 관해서는 확정적인 결론을 도출하기 어려울 것으로 판단된다. This paper describes the scale effect of hybrid rocket motor which has blow-down oxidizer supply system. ResuIts show that the scale effect on regression rate is negligible using presently accessible scaling relation for LN2O/PE propellant combination amid the absence of exactly proven scaling relation. It was also found that the characteristic velocity efficiency increases as motor scale increases. However, the characteristic velocity efficiency includes complicated parameters such as post-chamber configuration or geometry which can affect the entire flow field. It is therefore hard to conclude that the increase of efficiency is solely due to the enlargement of motor scale nor draw any conclusion on the scale effect which require a profound understanding of hybrid rocket scaling rules.
전단동축인젝터를 이용한 액상 케로신 및 젤 케로신의 연소특성에 대한 실험적 연구
한승주(Seongjoo Han),문희장(Heejang Moon) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회지 Vol.24 No.3
In this study, a hot-firing test of a lab-scale gel rocket motor using liquid kerosene and gelled kerosene as fuel was performed in order to analyze the discrepancy of the static and dynamic pressure between the two fuels. The static pressure, characteristic velocity, and characteristic velocity efficiency of the liquid kerosene and gelled kerosene did not show any significant difference. However, in the case of dynamic pressure characteristics, the pressure oscillation amplitude in a specific high frequency region of the gelled kerosene demonstrated a significantly higher amplitude than liquid kerosene case. This is considered to be the effect of an intrinsic combustion mechanism of the gel propellant, and it can be postulated that this may act as a dominant factor influencing the high frequency combustion instability of the gel rocket motor.
자발가압 아산화질소를 이용한 하이브리드 로켓의 추력제어 내탄도 해석 및 실험적 검증
한승주(Seongjoo Han),문희장(Heejang Moon) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회지 Vol.24 No.3
In this study, a thrust modulation through oxidizer mass flow rate control and internal ballistic analysis based on Whitmore and Chandlers’ models was conducted on a blow-down hybrid rocket using nitrous oxide. The tank pressure prediction considering mass flow rate control of the self-pressuring oxidizer was conducted, and the results showed good agreements with experimental results. In order to verify the internal ballistic analysis, a ground combustion test using a 500 N class hybrid rocket was conducted, and it was confirmed that the experimental results and the analytical results were quite consistent in the chamber pressure and thrust, thereby, a modeling technique capable of predicting the thrust modulation performance is proposed.