• 한국추진공학회지
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• 제23권5호
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• pp.19-26
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• 2019

파라핀 연료는 일반적으로 상당량의 미연 액적들이 노즐로 배출되는 관계로 연소효율을 낮아 연소효율과 직결된 후연소실의 최적화는 중요한 성능인자로 대두되고 있다. 따라서 본 연구에서는 하이브리드 로켓용 후연소실 길이 및 직경 변화에 따른 연소 특성을 파악하기 위한 연소 시험을 수행하였다. 연소 시험 결과, 후연소실 길이가 증가할수록 특성속도효율이 상승함을 확인하였으며 이는 후연소실 길이가 증가할수록 연소가스의 잔류시간 증가와 연소실 압력에 기인되는 것으로 판단되었다. 반면, 후연소실 직경 변화에 따른 특성속도효율 및 압력의 차이는 길이 변화 대비 크지 않음을 확인하였다. 따라서 하이브리드 로켓 시스템의 연소효율에 영향을 미치는 후연소실의 기하학적 요인은 직경보다는 길이의 영향에 크게 지배되는 것으로 사료된다.

• 한국추진공학회지
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• 제9권2호
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• pp.78-88
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• 2005

산화제 주입기 배열 변화에 따른 End-Burning 하이브리드 연소기의 연소실 내부 유동장의 특성 및 온도장 분포도의 경향을 파악하기 위해 수치해석적 연구를 수행하였다. 스월을 동반하는 하이브리드 연소실내 확산 화염의 주요 거동을 얻기 위해 7가지의 다른 O/F 비를 갖는 연소의 기본 특성을 분석하였다. 산화제 주입기의 위치 변화 및 공급방식이 연료와 산화제의 혼합율을 크게 지배하고 온도분포에도 강한 영향을 미치는 것을 확인할 수 있었다. 본 연구에 사용된 여러 산화제 주입기 배열중에서 counter rotating 유동을 유발시키는 주입기가 가장 좋은 혼합효율을 보였으나 벽면 근처에서 관찰된 고온부의 발생 문제가 대두되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.58-62
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• 2012

본 연구에서는 추력 1000 kgf 급 하이브리드 로켓 (KHyRoc-I)의 지상 연소 실험을 수행하였다. 지상 연소 실험 결과 약 700 kgf의 추력을 획득하였으며, 비행 궤적 계산 결과 최대 고도 12.5 km로 계산 되었다. 그리고 KHyRoc-I의 큰 L/D비(28)로 인한 구조 안전성의 문제점을 보완하기 위해, 직경 250 mm의 알루미늄 seamless tube를 사용하여 L/D비가 작은(18.3) KHyRoc-II를 재설계하였다. 내탄도 해석을 통하여 추력 900 kgf 하이브리드 로켓 엔진을 설계하였으며, 비행 궤적 계산 결과 최대 고도는 약 7.4 km로 계산되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2001년도 제17회 학술발표회 논문초록집
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• pp.55-60
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• 2001

Recently, there have been many research efforts to improve the fuel regression rate in the hybrid rocket engines. In the present study, the ongoing research and development of the next general ion hybrid rocket engine are systematically reviewed. The detailed discussions have been made for the innovative combust ion technologies including the vortex hybrid rocket engines , cryogenic sol id propellant hybrid rocket engine, and the gas generator hybrid rocket engines.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.544-549
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• 2004

하이브리드 로켓 엔진은 일반적으로 저비용ㆍ저공해ㆍ고안전성 등의 이점이 있지만 연료 후퇴 속도가 느려 연비를 제어할 수 없는 문제점이 일어 아직 실용화되지 않고 있다.(중략)

• 한국항공운항학회:학술대회논문집
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• 한국항공운항학회 2016년도 춘계학술대회
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• pp.14-18
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• 2016

본 연구에서는 하이브리드로켓 모터와 고체로켓 모터를 이용하여 목표 고도 1km인 2단 로켓 설계를 수행하였다. 비행 시나리오는 총 비행시간 51.59초, 1단부 로켓 연소시간은 3초이며 연소 종료 후 3초 뒤 단 분리를 수행하여 2단부 로켓 점화가 이루어져 총 3초간 연소가 진행된다. 1단부 모터는 하이브리드로켓으로써 5port의 HDPE를 연료 그레인으로 사용하였고 $LN_2O$를 산화제로 사용하였다. 2단부 모터는 고체로켓으로 KNSB(Sorbitol/$KNO_3$)추진제를 사용하였다. 단 분리는 영전자석을 이용하여 분리하며 2단부 모터의 점화는 광학 센서와 니크롬선 점화방식을 이용하여 점화하도록 설계하였다. 비행하는 동안 AVR를 이용해 압력, 가속도, GPS 등의 자료를 수집할 수 있도록 설계하였다.

• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
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• 제39권9호
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• pp.967-972
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• 2015

화석연료 사용이 증가함에 따라 온실가스로 인한 세계적인 지구온난화 문제가 심각한 편이다. 이에 따라 에너지 절감과 환경오염에 대한 관심이 높아지고, 이에 대한 연구가 활발히 전개되고 있다. 최근, 미 해군에서는 해군 에너지 소비량의 40%를 차지하고 있는 이지스 구축함의 COGAG 추진체계의 연료 효율을 개선하기 위해 HED(Hybrid Electric Drive) System에 대한 연구를 시작했다. 한국에서도 DDG-51급인 이지스 함을 보유하고 있으므로 HED system에 대한 연구를 통해 연료 효율을 개선시킬 수 있다. 따라서 본 연구에서는 미 해군의 HED system을 분석하고 LabVIEW를 통해 HED를 발전기 모드로 사용하였을 경우 에너지 절감량에 대해 시뮬레이션을 진행하였다. 시뮬레이션 결과 평균적으로 700kg/h의 연료가 절감됨을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권11호
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• pp.1052-1059
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• 2011

본 논문에서는 연료전지, 태양전지, 배터리를 동력원으로 사용하는 전기추진시스템의 전력특성변화에 대한 시뮬레이션에 관하여 기술하였다. 각 전력원을 통합하여 400 W급 전기 추진시스템에 대하여 모델링 및 시뮬레이션을 수행하였다. 그 결과 능동 제어로직이 없어도 배터리는 시동 및 과도상태에서 다른 동력원에 비해 빠른 출력반응을 보였으며, 연료전지와 태양전지는 순항영역에서 주 전력 공급원의 역할을 수행함을 확인하였다. 비행 후 동지때 SOC는 24.2%이고, 하지에는 93%로 시스템 안정성 확보 및 효율적인 동력분배 차원에서 적정 SOC를 유지하기 위하여 능동 전력제어가 필요함을 알 수 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.307-310
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• 2005

본 연구는 프랑스의 Roxel사와 국과연간의 기술용역 계약을 통하여 추진기관 둔감화 기술과 관련된 연구를 수행한 것이다. 추진제는 연소속도가 7 MPa에서 각각 9.8 mm/s, 21.2 mm/s인 두 종류의 HTPB/AP계 혼합형 추진제를 사용하였고, 둔감 점화기와 하이브리드 연소관을 적용하였다. 2회의 Slow Cook-off(SCO) 시험과 1회의 Fast Cook-off(FCO) 시험을 수행하여 MIL STD 2105C에 규정된 반응 형태를 살펴보았다. SCO의 경우에는 두 종류의 추진제를 시용하였을 때 모두 type IV인 폭연 반응을 나타내었고, FCO의 경우에는 type V의 연소 반응을 나타내었다.

• 환경정보
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• 통권397호
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• pp.40-43
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• 2012

현대자동차는 글로벌 환경이슈인 기후변화에 대응하기 위해 공장 부문과 본사 서비스, 판매, 연구소 등 건물부문에서 사업장 온실가스 배출량을 감축하기 위해 노력하고 있다. 한편 제품의 $CO_2$ 배출량을 줄이기 위해서는 기존 차량의 연비를 개선하는 동시에 하이브리드, 전기자동차 수소연료전지차 등 친환경 자동차를 개발하고 있다.