• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2002.04a
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• pp.72-72
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• 2002

건국대학교 연소추진 실험실에서 수행할 하이브리드 로켓 모터 연소특성 연구를 위한 실험장치를 설계하고 구성하였다. 실험장치를 제작하기 전에 기본적인 설계요구사항을 바탕으로 모터의 제작을 위한 수치코드를 작성하였다. 연소실 압력과 그레인의 형상, 산화제와 고체연료의 종류를 바탕으로 작성한 수치코드를 사용하여 로켓 모터를 설계하였다. 모터 설계코드를 통하여 세부적인 로켓모터와 노즐의 크기, 특성속도. 연소시간과 공급산화제의 유량 등을 계산하였고, 설계 전에 문헌연구와 이론을 바탕으로 일반적으로 실험실에서 사용되는 하이브리드 로켓 모터에 근접하게 설계를 진행하여 시행착오를 최소화하였다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 1987.10b
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• pp.578-581
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• 1987

하이브리드 스텝 모터와 같은 소형 정밀 모터에서 이를 설계 제작하는 과정에서 가공기술의 부족과 높은 생산 단가로 인하여 모든 부분의 가공에 높은 정밀도를 유지하기는 어렵다. 그러므로 토오크 특성에 영향을 많이 미치는 부위의 가공 정밀도를 향상시킴으로써 생산 단가를 줄일 수 있다. 하이브리드 스텝, 모터에서 구조상의 오차는 모터의 PERMEANCE를 변화시키고 PERMEANCE의 변화는 이와 직접적인 관련을 갖고 있는 토오크를 변화시켜서 결국에는 스텝 모터의 가장 중용한 요소인 정확한 위치 제어를 할 수 없게 된다. 모터의 구조적 결함에 대하여 알아보고 이 과정을 통하여 구한 HOLDING 토오크 값으로부터 정상인 때와 구조적인 오차가 있는 경우에 대한 토오크의 최대치와 DETENT 위치를 서로 비교함으로써 오차에 대한 토오크의 영향을 해석한다.

• Proceedings of the KIPE Conference
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• 2020.08a
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• pp.441-442
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• 2020

본 논문에서는 2상 하이브리드 스테핑 모터의 디텐트 토크 보상 기법을 제안하였다. 2상 하이브리드 스테핑 모터의 회전자 좌표계 d,q축 전압 방정식 및 토크 식으로부터 지령 토크 발생을 위해 필요한 d,q축 전류를 지령으로 사용하며, 디텐트 토크로 인해 발생하는 속도 리플을 제거하기 위해 리플 크기를 추출하여 전류지령에 보상하였다. Matlab/Simulink를 이용한 2상 하이브리드 스테핑 모터 구동 시뮬레이션을 통해 제안된 기법의 유효성을 확인하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2006.11a
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• pp.415-418
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• 2006

하이브리드 추진제는 연소 중 연료의 후퇴율 및 연소 면적의 변화로 인해 O/F비가 변화하므로 이로 인해 설계 및 해석에 어려움을 가지게 된다. 본 연구에서는 요구임무를 만족하는 하이브리드 로켓모터에 대한 설계를 수행하였다. 하이브리드 모터의 기초 설계를 실시하고 그 결과를 이용하여, 일정한 산화제 유량이 공급된다는 가정 하에, 연소 시 연소면적변화에 따른 O/F비 변화를 고려한 하이브리드 모터의 내탄도 해석을 실시하였으며, 그 결과를 이용하여 로켓의 외탄도 해석을 실시하였다.

• Proceedings of the KIPE Conference
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• 2020.08a
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• pp.437-438
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• 2020

본 논문에서는 2상 하이브리드 스테핑 모터 구동을 위해 H-bridge 회로 또는 3상 인버터를 이용하는 경우의 출력 성능을 비교 검토하였다. 벡터 제어로 구동하는 경우 2상 하이브리드 스테핑 모터의 상전압, 상전류의 THD(Total Harmonic Distortion)과 출력 토크 리플을 분석하였으며, 이를 위해 Matlab/Simulink를 이용한 150W급 스테핑 모터의 시뮬레이션을 수행하였다.

• 한국항공운항학회:학술대회논문집
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• 2016.05a
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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 the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.31 no.3
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• pp.72-78
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• 2003

In this paper, the feasibility study and the parametric design of hybrid motor with HTPB/LOX were conducted for micro air launch system. Design results were compared with 1st stage of Pegasus XL for verification of hybrid motor. Results showed that hybrid motor replace solid booster if Isp of hybrid motor reaches 330sec. In addition, mission analysis was established for micro air launch system, and parametric design was conducted with design variables: number of port, initial oxidizer flux, and chamber pressure. And the region of Isp was identified by parametric study which satisfied design constraints and mission analysis.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.14 no.1
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• pp.40-47
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• 2010

In this study, basic research on the thrust control by controling oxidizer mass flow rate of a $GO_2$/PE hybrid rocket is presented. For this purpose, hybrid rocket system including oxidizer flow control system and data acquisition system was developed. To control oxidizer mass flow rate, we used needle valve with stepping motor which was controled by LabVIEW program. During the fundamental experiments, this system managed to follow the pre-programmed (20 N - 10 N - 20 N - 0 N) thrust level.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.17 no.6
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• pp.1-10
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• 2013

In this paper, the main cause on excitation of the combustion instability which may occur in the hybrid rocket motor with a diaphragm was studied. Hybrid rocket motor propulsion tests considering various experimental conditions such as with a diaphragm or not, a diameter of diaphragm, oxidizer mass flow rate, fuel length, etc were performed, and the combustion visualization for the inside of a hybrid rocket motor with a diaphragm was performed. With these experimental results, it was confirmed that the main cause of a large excitation was the hole-tone, and it was shown that the hole-tone model can be predicted experimental primary pressure oscillation frequency quite well.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2006.11a
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• pp.267-270
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• 2006

An experimental investigation was conducted to study the combustion characteristics of Polyethylene-GOX hybrid motor. Several regression-rate models based on the length average were compared with the experiment data, postulating to treat the mass-addition rate of fuel almost constant to the mass rate of oxidize flowing into combustor.