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허환일(Hwanil Huh),김성수(Seongsu Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
인공 위성 또는 우주선이 우주 환경에서 임무를 완벽하게 수행하기 위해서는 개발 단계에서의 지상우주환경 시험이 필수적이다. 본 논문에서는 10<SUP>-6</SUP> torr 급의 진공도를 유지할 수 있는 터보 분자 펌프 진공설비를 구축하였고, 최대 200 km 고도의 진공 환경을 모사할 것으로 기대된다. 설비와 장비 개선작업을 통하여 개선된 진공도에 대한 예비 성능 실험을 수행하고 보고하였다. Vacuum facility is required for high altitude space environment test to develop satellites or space vehicles. We developed turbo molecular pump vacuum test facility up to 1.0×10<SUP>-6</SUP> torr to simulate 200 km altitude environment. In this paper, we present some preliminary vacuum performance test results after improvement about the facility and equipments.
소형 액체 추진기관 연소 시험을 위한 추력 측정 장치의 성능 특성 연구
김인태(In-Tae Kim),허환일(Hwanil Huh),김정수(Jeong-Soo Kim),장기원(Ki-Won Jang),이재원(Jae-Won Lee) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.9
소형 액체 엔진의 개발을 위한 과정에는 정확한 추력 측정이 성공적인 시험 및 평가를 위해 필수적이다. 본 논문에서는 추력 측정 장치의 개발을 위해 고려해야 할 설계 요소 및 제작 과정 등을 살펴본다. 측정 장치의 특징들이 기술되고 진공 환경을 모사한 연소 시험을 통해서 그 성능을 평가하였다. 측정 장치의 성능 시험을 위해 추진제 주입 압력의 변화에 따라 정상모드와 펄스모드에서 연소 시험을 수행하였으며 고유 진동수 및 구조물의 선형성 시험과 같은 특성 시험을 통해 소형 액체 엔진의 정확한 추력 측정을 위한 적합성을 확인하였다. An accurate thrust measurement is one of the critical paths to the successful test and evaluation program of small liquid propulsion engines. This study describes the design factors for the development of thrust measurement system (TMS) as well as manufacturing practice of TMS hardware. We investigate characteristics of the TMS and its performance through hot-firing test of small liquid engine in a vacuum test cell which is capable of simulating 100,000 ft of altitude or higher. For performance test of TMS, we measure thrusts by changing propellant injection pressure at steady state firing mode as well as at pulse firing mode. Measured eigen frequency of the TMS is 67 ㎐. Linearity test of the TMS shows good performance with less than 0.5% of linearity error.
전기 동력 Personal Air Vehicle의 추진시스템 현황 및 전망
이선경(Sunkyoung Lee),허환일(Hwanil Huh) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.5
본 논문에서는 전기동력 추진기관을 사용하는 비행체의 추진시스템에 대하여 분석하고, 무게분석을 통하여 PAV의 전기동력시스템을 살펴보았다. 현재 1,000 kg의 PAV를 개발할 경우 PEMFC와 리튬전지를 조합한 추진기관이 내연기관을 대체할 수 있을 것으로 예상된다. 내연기관을 대체하기 위해서는 연료전지 출력밀도 2.5 kW/kg, 배터리 에너지밀도 0.75 kWh/kg 이상의 성능이 요구된다. In this paper, we present some results of power analyses, and weight estimation on electric propulsion systems for Personal Air Vehicles(PAV) applications. When hybrid electric propulsion is adopted, its power performance using fuel cells and batteries is inferior to that of internal combustion engines for 1,000 kg PAV. However, hybrid electric propulsion systems may replace IC engines when energy density and power density is over 0.75 kW?hr/kg and 2.5 kW/kg, respectively.