• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.692-693
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• 2010

본 연구에서는 하이브리드 로켓 추진제의 단일 포트에서 포트 직경 변화에 따른 연소특성를 연구하였다. 하이브리드 로켓 연소실험에 사용한 추진제로는 PolyEthylene, 산화제로는 기체 산소를 사용하였다. 포트 직경의 변화에 따라 후퇴율 특성과 O/F ratio를 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.849-854
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• 2008

We have been developing a 1500N-thrust Swirling-Oxidizer-Flow-Type hybrid rocket engine. In order to put the engine into practical use, we conducted long duration burning experiments up to 25s to examine the influence of configuration change of fuel grain on the engine performance and designed an LOX vaporization nozzle to supply GOX for the 1500N-thrust engine. The experiment with a small hybrid rocket engine showed that combustion was stable and the engine performance was approximately constant during combustion. There was no essential problem to with increasing combustion time. The LOX vaporization nozzle designed had 30 rectangular channels with a depth of 0.5mm. During passing through the nozzle, the LOX increased in temperature and vaporized sufficiently.

• 대한전기학회논문지:전기기기및에너지변환시스템부문B
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• 제48권6호
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• pp.294-300
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• 1999

There is a growing interest in hybrid electric vehicles due to environmental concerns. Recent efforts are directed toward developing an improved main component systems for the hybrid electric vehicle applications. Soon after the introduction of electric starter for internal combustion engine early this century, despite being energy efficient and nonpolluting, electric vehicle lost the battle completly to internal combustion engine due to its limited range and inferior performance. Hybrid Electric vehicles offer the most promising solutions to reduce the emission of vehicles. This paper describes a method for cost reduction estimation of parallel hybrid electric vehicle. We used a cost reduction structure that consisted of five major subsystems (three-type and two-type motor) for parallel hybrid electric vehicle. Especially, we estimated the potential for cost reductions in parallel hybrid electric vehicle as a function of time using the learning curve. Also, we estimated the potentials of cost by depreciation.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권1호
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• pp.29-36
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• 2014

하이브리드 로켓 연소에서는 다양한 종류의 저주파수 연소 압력진동이 나타난다. 10Hz 대역의 저주파수 압력진동은 고체연료와 연소가스의 열 관성 차이 때문에 발생하지만 그외의 저주파수 진동은 고체로켓에서 관찰되는 헬름홀츠 및 $L^*$ 모드에 의해 발생하는 것으로 연소실 부피 변화와 밀접한 관련이 있다. 따라서 유동 특성이 고체로켓과 유사한 하이브리드 로켓 연소에서 연소실 부피 변화는 저주파수 특성에 영향을 미치는 중요한 인자이다. 본 연구에서는 연소실과 후연소실의 형상 변화에 따른 연소 압력의 저주파수 특성 변화를 관찰하였다. 특히 주 연소실과 후연소실의 부피 비가 특정한 값이 되면 연소 도중에 10~30Hz 연소 압력 진동의 진폭이 갑자기 증폭되는 연소불안정 현상이 나타났다. 산화제 유량 조절 및 연료 변경에 의한 O/F 비 변화는 연소 압력의 저주파수 증폭과 무관한 것으로 밝혀졌다. 후연소실로 연소가스가 팽창할 때 발생하는 와류 흘림 현상이 저주파수 불안정 현상과 직접적인 관련 있는 것으로 판단되며 이에 관한 연구가 더 필요하다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권2호
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• pp.139-146
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• 2021

하이브리드 로켓 연소에서 산화제 스월 분사는 회전방향 속도성분이 경계층 유동에 영향을 미쳐 연소안정화에 기여한다. 그러나 스월 강도가 증가할수록 연소성능을 과도하게 변화시키는 문제점이 나타난다. 따라서 참고문헌[7]의 삽입연료와 함께 사용하여 연소성능 변화를 최소화 하면서 연소불안정 억제를 시도하였다. 이를 위해, 일련의 실험을 계획하여 스월 강도와 삽입연료 위치를 변화하며 연소불안정의 발생과 연소성능 변화를 관찰하였다. 실험결과, 스월 각 6°, 삽입연료 위치 310 mm 조합에서 연소불안정이 억제되었으며 연소압력, O/F 비 그리고 연료 후퇴율 등의 변화가 최소인 것으로 확인하였다. 또한 고주파수 대역의 압력진동(p')와 열방출진동(q')의 위상차가 π/2로 음의 결합을 형성하도록 연소조건을 유지하는 것이 저주파수 연소불안정 발생을 억제하는 필요충분조건임을 재확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.86-90
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• 2012

본 연구에서는 '하이브리드 로켓 불안정성 I'에 이어 하이브리드 로켓에서 발생할 수 있는 연소불안 정성에 대해 연구하였다. 하이브리드 로켓 연소기 내부에 와류가 발생할 수 있도록 연소기를 설계하여 연소시험을 수행하였고, 연소실 압력 공진 주파수의 다이아프램 유 무에 따른 특성, 연료 길이에 따른 특성, 연료 포트 직경에 따른 특성, 다이아프램 직경에 따른 특성, 노즐목 직경에 따른 특성, 산화제 유량 변화에 따른 특성에 대한 연구를 수행하였다. 본 연구의 주요 연소실 압력 공진 주파수는 Vortex shedding으로 판단되며, Hybrid low frequency와 Helmholtz mode가 또다른 공진주파수 인 것으로 판단된다.

• 한국항공운항학회지
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• 제15권1호
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• pp.1-10
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• 2007

When detonation is occurred, the working fluid is compressed itself, though there are no other devices that compress the fluid. As a result, an engine which uses detonation for a combustion process doesn't need moving parts so that the engine can be lighter than other engines ever exist, and such an engine is often referred to as a pulse detonation engine. Since using detonation has higher performance than using deflagration, many studies have been attempting to control and analyze the engines using detonation as combustion. The purpose of this study is to analyze the hybrid cycle which is consisted of Brayton and Pulse Detonation Engine cycle. At first, we set the theoretical basis of detonation analysis, and after that we consider two hybrid cycles; a turbojet hybrid cycle and a turbofan hybrid cycle. The more energy released, the higher detonation Mach number the detonation wave has. In general, a cycle which has a detonation process has higher performances but thermal efficiency of hybrid turbofan engine.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.524-527
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• 2004

Hybrid rocket had many advantage with compared to solid and liquid rockets. However, the engines have not yet been used in practical rocket systems, due mainly to the disadvantage of hybrid combustion, such as low fuel regression rate. In this study, lab-scale hybrid motor was designed and manufactured. And the methods of regression rate improvement were considered. Test firings with thrusts up to 300 N were conducted with GOX and transparent PMMA. Thrust was calculated with the pressure of the combustion chamber and the regression rate was measured in with variation of oxidizer flow rate. The regression rates showed a strong dependency on GOX mass flux. The frequency analysis technique of the bulk-mode oscillation of motor was applied to a hybrid rocket motor and was based on the principle that this frequency was inversely proportional to the square root of the chamber volume. Several problems and solutions of operating hybrid rocket were presented.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 한국연소학회 2012년도 제45회 KOSCO SYMPOSIUM 초록집
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• pp.149-152
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• 2012

The laboratory experiments have been conducted to investigate the effects of air preheated temperature on the emission characteristics by a model gas turbine burner with a hybrid/dual swirl jet flames configuration. The concentration of NOx and CO emissions, and flue gas temperature at combustor exit were measured with varying the equivalence ratio for different air preheated temperatures of 300, 400, 500K at atmospheric pressure. It was overall shown that the NOx and CO emissions, and flue gas temperature were decreased according to the decreasing of equivalence ratio due to the effects of lean premixed combustion regardless of the air preheated temperature. Experimental results of a lean premixed flames configuration indicated that the NOx emission was increased with higher inlet air temperature and air flow rate, which is attributed to the increasing of flue gas temperature and heat release related to the thermal NOx mechanism. But the CO emission was shown the opposite tendency, that is, the CO emission was decreased with increasing of inlet air temperature and flow rate.

• 한국추진공학회지
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• 제11권2호
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• pp.37-46
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• 2007

본 연구에서는 접선형 산화제 주입기를 갖는 end-burning 하이브리드 연소기에서 산화제 운동량비에 따른 연소 유동장을 해석하였다. 산화제의 운동량비가 감소할수록 연소효율은 연소기 전 영역에 걸쳐 증대되는 경향이 포착되었으며 이론 혼합분율과 온도장을 통해 연소실 전 영역에서 최적의 연소가 저 운동량비에서 발생됨을 확인하였다. 강한 선회류가 연소실 내부 유동장을 지배하지만 압력장은 비교적 균일한 분포를 보였다. 접선형 산화제 주입기를 가진 연소기는 운동량비에 관계없이 공통적으로 연료와 산화제가 만나는 연소실 상부에서 환형의 고온부가 발생했으며 향후 주요 개선 사항으로 판단되었다.