• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.569-572
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• 2010

초음속 추력편향 노즐의 시험 평가를 위한 시험 장치를 설계 하였다. 본 시험 장치는 축소된 모델추력편향장치를 이용하여 초음속 추력 편향시의 축추력, 모멘트, 배기가스 속도 및 압력 등을 측정하여 다양한 기하학적 변수에 대한 노즐의 성능특성을 이해하고자 한다. 본 시험장치는 고압 공기저장장치, 유량조절 및 측정장치, 시험노즐과 계측시스템으로 구성되어 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.39-43
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• 2005

본 논문에서는 인공위성의 자세제어에 활용될 미소 추력의 발생장치로서 고체추진제를 이용한 마이크로로켓을 제작하고 이의 성능평가를 위한 기초실험 수행내용을 기술 하였다. 분사제트의 가시화를 통해 로켓의 성능분석을 시도하였고 점화 가능성을 확보하기 위해 여러 형태의 점화기법을 연구해 보았다. 크기가 작은 만큼 제작과 점화가 어렵고 추진력 측정에 정밀성이 요구되었다. 추진력을 측정하기 위한 두 가지 형태의 미소추력 측정 장치를 개발 하였고 측정 장치의 성능평가를 수행하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제5권2호
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• pp.16-23
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• 2001

액체로켓엔진의 성능을 결정하는데 있어서 가장 큰 비중을 차지하는 것 중 하나는 정확한 추력 측정이다. 본 연구에서는 추력 측정 시 추력에 반하는 요소를 최소화 한 새로운 추력 측정 시스템을 제작하였다. 즉, 일종의 공압 로드셀을 이용해 미리 추력 측정 시스템에 일정한 힘을 가해 추력 손실을 가져오는 요소를 상쇄한 상태에서 연소실험을 실시하여 액체로켓엔진의 정확한 추력을 얻는 것이다. 이를 통해 기존 추력 측정 시스템보다 정확한 추력을 얻을 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.310-319
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• 2017

충격파 시험장치를 이용하여 추력을 측정하는 방법을 소개하였다. 충격파 시험장치를 이용하여 엔진의 추력을 측정하기 위해서는 일반적인 엔진시험 시설에서 추력을 측정하기 위해 사용하는 밸런스가 힘의 평형상태에 도달하지 못하기 때문에 응력파 힘 밸런스(Stress Wave Force Balance) 방법을 이용하여 측정한다. 본 논문에서는 모델 힘 밸런스(force balance)에 대해 충격하중을 주고 유한요소법(FEM)으로 변형률을 계산하였다. 충격하중과 변형률의 관계를 역합성곱(de-convolution)하여 천이함수를 도출하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제11권6호
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• pp.56-63
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• 2017

유전체 장벽방전에 의해 발생되는 추력을 실린더 형상의 파이프 내부에서 여러 조건에 대해 측정하였다. 입력 전압 및 주파수는 각각 2에서 9 kVpp 및 5에서 15 kHz를 적용하였으며, 높이가 50 mm부터 100 mm 범위의 실린더에 대해 실험을 수행하였다. 측정 결과에 따르면, 발생된 추력의 크기는 전압 및 주파수를 증가시킬 경우 각각 증가하였으나 실린더의 높이가 증가하면 감소하였다. 실린더 높이가 증가할 때 발생된 추력의 감소는 벽면과의 마찰로 인한 유동의 에너지 손실이 원인이지만, $Coand\check{a}$ 효과의 감소 등 그 외의 추가적인 원인이 있다고 추정된다.

• 비파괴검사학회지
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• 제23권6호
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• pp.577-582
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• 2003

This paper describes a new technique for thickness measurement of a very thin layer less than one-quarter of the wavelength of ultrasonic wave used in the ultrasonic pulse-echo measurements. The technique determines the thickness of a thin layer in a tapered medium from constructive interference of multiple reflection waves. The interference characteristics are derived and investigated in theoretical and experimental approaches. Modified total reflection wave g(t) defined as difference between total and first reflection waves increases in amplitude as the interfacial layer thickness decreases down to zero. A layer thickness less than one-tenth of the ultrasonic wavelength is measured using the maximum amplitude of g(t) with a good accuracy and sensitivity. The method also requires no inversion process to extract the thickness information from the waveforms of reflected waves, so that it makes possible to have the on-line thickness measurement of a thin layer such as a lubricating oil film in thrust bearings and journal bearings during manufacturing process.

• 한국전기전자재료학회:학술대회논문집
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• 한국전기전자재료학회 2003년도 춘계학술대회 논문집 기술교육전문연구회
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• pp.3-7
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• 2003

Usually, the thrust is calculated by magnetic equivalent circuit modelling method for thrust capacity and accuracy progress of position control about a Linear Pulse Motor of which position precision is good and open-loop control is possible within Linear Motors. Analytical thrust deviation exists to calculating magnetic flux density by using Permeance Modelling Method, Finite Element Method, and Velocity Electric Motive Force Method. For calculating accuracy thrust by using these every method, the thrust is calculated and compared by Lorentz Force Method, Magnetic Coenergy Method, and Maxwell correspondence force Method. And that becomes important factor at the comparison of each capacity and parameter of Motor. So this study wants to compare and analyze measurement data and calculating data of the static force of Linear Pulse Motor. and then we can get more accuracy method, calculating the static thrust of Linear Pulse Motor(LPM).

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.313-317
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• 2005

The facility improvement for hot firing test of combustion chamber having thrust of 30-tonf class and chamber pressure of 60bara were performed at ReTF in KARI. The KSR-III main engine having combustion pressure of 13bara and thrust of 12.5tonf had been successfully tested in this facility. To increase the capability of the facility, the feeding and the trust measurement system have been modified. The modification of the feeding system plays also a role of ensuring the stability of propellant supply and two step ignition sequence of combustion chamber. The one-axis thrust measurement system of up to 60tons has been newly manufactured and installed in test stand and the water/kerosene supply lines with high pressure vessel of $4m^3$ and gas nitrogen vessel of $10m^3$ have been designed for regenerative cooling system. The results of cold flow test show that this facility has been successfully improved to satisfy the requirement for hot firing test of high performance combustor.

• 항공우주기술
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• 제9권2호
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• pp.8-13
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• 2010

축추력의 효과적인 제어는 터보펌프의 작동 안정성을 확보하는 데 중요한 기술 중 하나이다. 현재 개발 중인 75톤급 로켓엔진용 연료펌프에 대한 축추력 측정을 상온의 물을 매질로 하여 실시하였다. 시험 결과, 연료펌프의 축추력은 펌프 베어링의 축방향 하중 조건을 만족하는 것으로 예상되었다. 또한 연료펌프의 축추력은 대체로 유량이 작을수록 커졌다. 그리고 플로팅 링 실과 임펠러 사이의 간극이 바뀌었을 때, 연료펌프의 축방향 하중과 후방 누설 유량이 변화하는 것을 확인하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제13권3호
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• pp.317-322
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• 2012

The low speed aerodynamic characteristics for a modified sonic arc airfoil which is designed by using the nose shape function of sonic arc, the shape function of NACA four-digit wing sections, and Maple are experimentally investigated. The small rotor blades of a modified sonic arc and NACA0012 airfoil are precisely fabricated with a commercially available light aluminum(Al 6061-T6) and are spin tested over a low speed range (3000rpm-5000rpm). In a consuming power comparison, the consuming powers of NACA0012 are higher than that of modified sonic arcs at each pitch angle. The measured rotor thrust for each pitch angle is used to estimate the rotor thrust coefficient according to momentum theory in the hover state. The value of thrust coefficients for both two airfoils at each pitch angle show almost constant values over the low Mach number range. However, the rotor thrust coefficient of NACA0012 is higher than that of the modified sonic arc at each pitch angle. In conclusion, the aerodynamic performance of NACA0012 is better than that of modified sonic arcs in the low speed regime. This test model will provide a convenient platform for improving the aerodynamic performance of small scale airfoils and for performing design optimization studies.