Name: 중첩 헬리칼 구조의 새로운 연료 입자를 사용하여 하이브리드 로켓 엔진의 연소 성능 향상 (동영상) | JoVE Journal
Uploaded: 2021-01-18T12:30:00.000+00:00
Duration: 7 min 58 s
Description: 학습하세요 중첩 헬리칼 구조 연료 입자를 사용하여 하이브리드 로켓 엔진의 연소 성능을 향상시키는 방법을. 3D 소프트웨어로 ABS 기판을 준비하고 연소 테스트를 수행하여 구조적 무결성과 효율성을 검증합니다.

ai_agent_IP

ai_agent

maintenance

instantTrialDurationMinutes

isBiopharma

enableNewMyJoveSectionDesign

educationFeatures

seoMetaApi

ai_copilot_institution_blacklist

ai_chat_institution_blacklist

freeAccessWindow

ssoRoleCapture

scheduledMaintenanceBanner

joveLabsFeatures

disable_autoplay_for_bots

extended_trial_duration

5 minutes

이 작품은 중국 국립자연과학재단(그랜트 Nos. 11802315, 11872368, 11927803) 및 국방핵심연구소 장비 사전연구재단(6142701190402)이 지원했다.

1. 실험적인 설정 및 절차
<ol><li>연료 곡물의 준비 참고 : 새로운 구조를 가진 연료 곡물은 그림 4에표시되는 두 부분으로 구성됩니다. 새로운 곡물의 주요 부분으로, 파라핀 기반 연료는 전체 질량의 80 % 이상을 차지합니다. ABS 기판은 추가 연료로 사용됩니다. 이 연료 곡물의 준비는 3D 프린팅과 원심 주조를 결합하여 실현되었습니다.<ol>
<li>기판 준비<ol>
<li>ABS 기판 도면용 3D 소프트웨어를 엽니다. 참고: 파라핀 기반 연료에 대한 헬릭 프레임워크와 지원을 제공하기 위한 ABS 기판은 축 방향과 벽에서 시계 방향으로 360° 회전하는 12개의 통합 블레이드로 구성됩니다.</li>
			<li>ABS 기판의 3D 구조를 STL 파일로 저장합니다.</li>
			<li>3D 슬라이싱 소프트웨어를 열고 ABS 기판 구조를 가져옵니다.</li>
			<li>슬라이싱 시작을클릭하고 메인 템플릿에서 속도 인쇄 모드를 선택합니다. 참고: 기본 압출기의 경우 ABS 1.75mm를선택합니다.</li>
			<li>더블 클릭 속도,채우기 밀도를 100 %로 변경하고 플랫폼 추가를위해 스커트와 뗏목을 선택합니다. 참고: 인쇄 품질을 개선하고 뒤틀지 않도록 인쇄 본체와 하단 플레이트 사이의 접촉 영역을 높이기 위해 인쇄베이스(스커트와 뗏목)의구조를 사용해야 합니다.</li>
			<li>저장 및 닫기를클릭한 다음 슬라이스를클릭합니다.</li>
			<li>3D 프린터를 켜고 ABS 기판 슬라이스 파일을 가져옵니다.</li>
			<li>가열 된 침대와 노즐의 온도를 각각 100 및 240 °C로 설정합니다.</li>
			<li>안정화 후 인쇄를 시작합니다.</li>
		</ol>
</li>
		<li>파라핀 기반 연료 준비<ol>
<li>파라핀, 폴리에틸렌(PE) 왁스, 스티레산, 에틸렌 비닐 아세테이트(EVA), 카본 파우더의 원료를 준비한다. 이러한 부품의 비율에 따라 파라핀 기반 연료를 0.58:0.2:0.1:0.1:0.02로 구성한다. 참고: 각 원료의 특정 정보가 재료 표에 표시됩니다. 파라핀 기반 연료의 분포 비는 고정되지 않으며 실험의 목적에 따라 적절하게 조정할 수 있습니다. 탄소 분말을 추가하는 목적은 복사 열 전달을 차단하고 연소 중에 연료 곡물이 연화및 붕괴되는 것을 방지하는 것입니다.</li>
			<li>구성된 원료를 용융 믹서에 넣고 완전히 녹여 서 완전히 섞일 때까지 저어줍니다. 참고: 파라핀 기반 연료는 ABS 블레이드의 변형을 방지하면서 완전한 용융을 보장하기 위해 120°C로 가열됩니다.</li>
		</ol>
</li>
		<li>연료 곡물 제조 참고: 연소 성능을 개선하는 효과를 더 잘 보여주기 위해 동일한 조성물을 가진 파라핀 기반 연료 곡물을 제어로 설정하였다.<ol>
<li>ABS 기판을 원심분리기에 넣고 엔드 캡으로 고정합니다.</li>
			<li>전원을 연결하고 물 냉각 펌프 스위치를 켭니다.</li>
			<li>원심분리기 릴레이를 켜고 속도를 1400rpm으로 늘립니다.</li>
			<li>용융 믹서에 밸브를 열고 주조를 시작합니다. 참고: 용융 파라핀 기반 연료는 파이프와 중앙 개구부가 있는 끝 덮개를 통해 금형의 초기 섹션으로 흐릅니다. 중력의 영향으로 액체 연료는 금형의 축 방향을 따라 확산됩니다. 효과적인 냉각과 결합하여 원래 일회성 충전 공정을 여러 번 분할하는 다중 주조 방법이 열 응력을 줄이는 데 필요합니다.</li>
			<li>연료 곡물을 제거하고 모양을 다듬습니다.</li>
		</ol>
</li>
		<li>연료 곡물 측정 및 기록<ol>
<li>연료 곡물의 무게, 길이 및 내경을 측정하고 기록합니다.</li>
			<li>전체 연료 곡물을 촬영합니다.</li>
		</ol>
</li>
	</ol></li>
	<li>하이브리드 로켓 엔진 시스템 준비 참고: 그림 5에도시된 바와 같이 하이브리드 로켓 엔진 시스템은 공급 시스템, 점화 시스템, 엔진 및 측정 및 제어 시스템의 네 부분으로 구성되었습니다. 엔진 부품에는 토치 점화기, 헤드, 연소실, 연소 후 챔버 및 노즐의 다섯 부분이 포함되어 있습니다. 하이브리드 로켓 엔진의 총 길이는 약 300mm이며 연소실의 내경은 70mm입니다.<ol>
<li>하이브리드 로켓 엔진 어셈블리 참고: 실험실 규모 하이브리드 로켓의 철저한 세부 사항과 실험 시스템의 조성물은 이전제32에서찾을 수 있다.<ol>
<li>슬라이드 레일에서 하이브리드 로켓 엔진의 연소 챔버 섹션을 수정합니다.</li>
			<li>연료 곡물을 적재하고 연소 후 챔버 섹션을 설치합니다.</li>
			<li>머리와 노즐을 설치합니다.</li>
			<li>하이브리드 로켓 엔진의 머리에 토치 점화기 설치합니다.</li>
			<li>스파크 플러그를 설치하고 전원 공급 장치를 연결합니다.</li>
		</ol>
</li>
		<li>테스트 벤치와 가스 실린더 사이에 질소, 산화제, 점화 메탄 및 점화 산소 가스 공급 라인을 연결합니다.</li>
		<li>산업용 컴퓨터, 다기능 데이터 수집 카드, 질량 흐름 컨트롤러 및 테스트 벤치의 제어 상자를 연결합니다.</li>
		<li>테스트 벤치, 질량 흐름 컨트롤러 및 점화기의 전원을 공급합니다.</li>
	</ol></li>
	<li>테스트 시스템을 확인하고 실험 조건을 설정합니다.<ol>
<li>FlowDDE 소프트웨어를 열고 통신에서 통신 설정을 클릭합니다.
</li>
		<li>해당 연결 인터페이스를 클릭하고 확인을 클릭합니다.
</li>
		<li>개방형 통신을 클릭하여 유량 컨트롤러와의 통신을 설정하고 측정 및 제어 프로그램(MCP)을 엽니다.</li>
		<li>다기능 데이터 수집 카드의 I/O 채널을 설정하고 Run을 클릭하여 전체 시스템과의 통신을 설정합니다.</li>
		<li>MCP 실행 상태를 확인하고 수동 제어 모드로 설정합니다. 참고: MCP에는 디버깅에 수동 제어가 사용되고 실험 중에 자동 제어가 사용되는 두 가지 모드가 포함되어 있습니다. LabVIEW에서 작성한 MCP는 그림 6에표시됩니다.</li>
		<li>스파크 플러그의 작동 상태를 확인하고 밸브 테스트를 수행합니다.</li>
		<li>테스트 데이터 기록 함수.</li>
		<li>밸브 개폐 시간, 점화 시간 및 데이터 기록 지속 시간을 포함하여 설정 인터페이스를 열고 테스트 시간을 설정합니다. 참고: 질량 유량 제어기가 산화제 흐름을 설정된 값으로 조절하는 데 약간의 시간이 걸리므로 산화제 공급 후 점화 시간이 2로 설정되었습니다.</li>
		<li>실험 영역에서 안전 요구 사항과 명확한 인력을 설정합니다.</li>
		<li>실린더 밸브를 열고 다양한 질량 유량 조건에 따라 조절 밸브의 출력 압력을 조정합니다. 참고: 6MPa의 공급 압력으로 산화제의 질량 유량 범위는 7 g/s와 29 g/s 사이입니다.</li>
		<li>설정 인터페이스를 열고 산화기 질량 유량을 설정합니다.</li>
	</ol></li>
	<li>하이브리드 로켓 엔진 점화<ol>
<li>카메라를 켭니다.</li>
		<li>MCP를 자동 제어 모드로 설정하고 트리거를 기다립니다.</li>
		<li>MCP에서 시작을 클릭하여 실험을 시작합니다.</li>
		<li>약 1분 후 MCP를 클릭하고 카메라를 끕니다.</li>
		<li>가스 실린더를 닫고 파이프 라인의 밸브를 열어 압력을 완화합니다.</li>
		<li>테스트 벤치에서 전원을 끄고 연료 곡물을 제거합니다.</li>
		<li>1.1.4 단계를 반복합니다.</li>
	</ol></li>
</ol>2. 연소 성능 분석
<ol><li>압력 진동 분석 참고: 저장된 연소 챔버 압력 데이터는 Pc(t)로 표시됩니다.<ol>
<li>데이터처리 소프트웨어와 함께 P c(t)를 엽니다.</li>
		<li>하이브리드 로켓 엔진의 연소 과정에서 기간을 선택합니다.</li>
		<li>압력 진동을 분석하려면 분석 및 gt; 신호 처리 및 FFT를 선택합니다.</li>
		<li>기본 설정을 사용하고 확인을 클릭합니다.
</li>
	</ol>
</li>
	<li>회귀율 분석<ol>
<li>다음 함수에 따라 연료 곡물의 회귀 속도를 계산합니다. <img alt="Equation 1" src="/files/ftp_upload/61555/61555equ01v2.jpg"> 여기서 ΔD는 발사 테스트 후 고체 연료 입자의 평균 내지름의 변화를 나타낸다; <img alt="Equation 5" src="/files/ftp_upload/61555/61555equ05.jpg"> 연료 곡물의 품질 변화를 나타냅니다. L은 연료 곡물의 길이입니다; 고체 연료의 평균 밀도; t는 근무 시간입니다. 참고 : 새로운 곡물의 평균 밀도 θ는 다음과 같이 표현되었다 : <img alt="Equation 2" src="/files/ftp_upload/61555/61555equ02v2.jpg"> <img alt="Equation 6" src="/files/ftp_upload/61555/61555equ06.jpg"> <img alt="Equation 7" src="/files/ftp_upload/61555/61555equ07.jpg"> 중첩 파라핀 계 연료 및 ABS 재료의 밀도를 각각 나타내는 <img alt="Equation 8" src="/files/ftp_upload/61555/61555equ08.jpg"> 위치; <img alt="Equation 9" src="/files/ftp_upload/61555/61555equ09.jpg"> 중첩 파라핀 계 연료 및 ABS 재료의 질량 분획을 각각 나타낸다.</li>
		<li>회귀 속도를 산화화 플럭스의 함수로 맞춥시게 한다. 참고: 피팅 함수를 Allometric1로 <img alt="Equation 10" src="/files/ftp_upload/61555/61555equ10.jpg"> 선택되었으며 반복 알고리즘은 Levenberg-Marquardt 최적화 알고리즘으로 선택되었습니다.</li>
	</ol>
</li>
	<li>연소 효율 분석<ol>
<li>다음 함수에 의해 평균 연소 챔버 압력 Pc를 계산합니다. <img alt="Equation 3" src="/files/ftp_upload/61555/61555equ03v2.jpg"> 여기서 Pc(t)는다른 시간에 연소 챔버 압력을 나타냅니다; t1 및 tn은 연소실 압력이 각각 평균 압력의 50% 이상을 초과한 초기 및 최종 시간을 나타냅니다. n은 t1과 t n사이의 압력 데이터 포인트 수를 나타냅니다.</li>
		<li>다음 함수에 따라 연소 특성 속도 C의 계산: <img alt="Equation 4" src="/files/ftp_upload/61555/61555equ04v2.jpg"> Pc는 평균 연소 챔버 압력; t는 목구멍 영역입니다. ḿ 총 질량 유량입니다.</li>
		<li>NASA CEA 코드(33)에의해 파라핀 연료 C의 이론적 특성 속도를 계산합니다.</li>
	</ol>
</li>
</ol>

<ol><li>Boiron, A. J., Cantwell, B. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aBoiron%2C+AJ+%2249th+AIAA%2FASME%2FSAE%2FASEE+Joint+Propulsion+Conference%22">49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference</a>. , (2013).</li>
<li>Mazzetti, A., Merotto, L., Pinarello, G. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Paraffin-based+hybrid+rocket+engines+applications%3A+A+review+and+a+market+perspective%5BTitle%5D)+AND+%22Acta+Astronautica%22%5BJournal%5D)">Paraffin-based hybrid rocket engines applications: A review and a market perspective.</a> Acta Astronautica. 126, 286-297 (2016).</li>
<li>Karabeyoglu, A., Zilliac, G., Cantwell, B. J., DeZilwa, S., Castellucci, P. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Scale-Up+Tests+of+High+Regression+Rate+Paraffin-Based+Hybrid+Rocket+Fuels%5BTitle%5D)+AND+%22Journal+of+Propulsion+and+Power%22%5BJournal%5D)">Scale-Up Tests of High Regression Rate Paraffin-Based Hybrid Rocket Fuels.</a> Journal of Propulsion and Power. 20 (6), 1037-1045 (2004).</li>
<li>Jens, E. T., Narsai, P., Cantwell, B., Hubbard, G. S. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aJens%2C+ET+%2250th+AIAA%2FASME%2FSAE%2FASEE+Joint+Propulsion+Conference%22">50th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference</a>. , (2014).</li>
<li>Kuo, K. K., Chiaverini, M. J. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aKuo%2C+KK+%22Fundamentals+of+Hybrid+Rocket+Combustion+and+Propulsion%22">Fundamentals of Hybrid Rocket Combustion and Propulsion</a>. , (2007).</li>
<li>Boardman, T., et al. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aBoardman%2C+T+%2233rd+Joint+Propulsion+Conference+and+Exhibit%22">33rd Joint Propulsion Conference and Exhibit</a>. , (1997).</li>
<li>Connell, T. L., et al. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Enhancement+of+Solid+Fuel+Combustion+in+a+Hybrid+Rocket+Motor+Using+Amorphous+Ti-Al-B+Nanopowder+Additives%5BTitle%5D)+AND+%22Journal+of+Propulsion+and+Power%22%5BJournal%5D)">Enhancement of Solid Fuel Combustion in a Hybrid Rocket Motor Using Amorphous Ti-Al-B Nanopowder Additives.</a> Journal of Propulsion and Power. 35 (3), 662-665 (2019).</li>
<li>Veale, K., Adali, S., Pitot, J., Brooks, M. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((A+review+of+the+performance+and+structural+considerations+of+paraffin+wax+hybrid+rocket+fuels+with+additives%5BTitle%5D)+AND+%22Acta+Astronautica%22%5BJournal%5D)">A review of the performance and structural considerations of paraffin wax hybrid rocket fuels with additives.</a> Acta Astronautica. 141, 196-208 (2017).</li>
<li>Karakas, H., Kara, O., Ozkol, I., Karabeyoglu, A. M. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aKarakas%2C+H+%22AIAA+Propulsion+and+Energy+2019+Forum%22">AIAA Propulsion and Energy 2019 Forum</a>. , (2019).</li>
<li>Di Martino, G. D., Mungiguerra, S., Carmicino, C., Savino, R. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Computational+fluid-dynamic+modeling+of+the+internal+ballistics+of+paraffin-fueled+hybrid+rocket%5BTitle%5D)+AND+%22Aerospace+Science+and+Technology%22%5BJournal%5D)">Computational fluid-dynamic modeling of the internal ballistics of paraffin-fueled hybrid rocket.</a> Aerospace Science and Technology. 89, 431-444 (2019).</li>
<li>Leccese, G., Cavallini, E., Pizzarelli, M. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aLeccese%2C+G+%22AIAA+Propulsion+and+Energy+2019+Forum%22">AIAA Propulsion and Energy 2019 Forum</a>. , (2019).</li>
<li>Cardoso, K. P., Ferrão, L. F. A., Kawachi, E. Y., Gomes, J. S., Nagamachi, M. Y. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Ballistic+Performance+of+Paraffin-Based+Solid+Fuels+Enhanced+by+Catalytic+Polymer+Degradation%5BTitle%5D)+AND+%22Journal+of+Propulsion+and+Power%22%5BJournal%5D)">Ballistic Performance of Paraffin-Based Solid Fuels Enhanced by Catalytic Polymer Degradation.</a> Journal of Propulsion and Power. 35 (1), 115-124 (2019).</li>
<li>Paccagnella, E., Barato, F., Pavarin, D., Karabeyoğlu, A. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Scaling+Parameters+of+Swirling+Oxidizer+Injection+in+Hybrid+Rocket+Motors%5BTitle%5D)+AND+%22Journal+of+Propulsion+and+Power%22%5BJournal%5D)">Scaling Parameters of Swirling Oxidizer Injection in Hybrid Rocket Motors.</a> Journal of Propulsion and Power. 33 (6), 1378-1394 (2017).</li>
<li>Kumar, R., Ramakrishna, P. A. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Effect+of+protrusion+on+the+enhancement+of+regression+rate%5BTitle%5D)+AND+%22Aerospace+Science+and+Technology%22%5BJournal%5D)">Effect of protrusion on the enhancement of regression rate.</a> Aerospace Science and Technology. 39, 169-178 (2014).</li>
<li>Kumar, R., Ramakrishna, P. A. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Enhancement+of+Hybrid+Fuel+Regression+Rate+Using+a+Bluff+Body%5BTitle%5D)+AND+%22Journal+of+Propulsion+and+Power%22%5BJournal%5D)">Enhancement of Hybrid Fuel Regression Rate Using a Bluff Body.</a> Journal of Propulsion and Power. 30 (4), 909-916 (2014).</li>
<li>Degges, M. J., et al. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aDegges%2C+MJ+%2249th+AIAA%2FASME%2FSAE%2FASEE+Joint+Propulsion+Conference%22">49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference</a>. , (2013).</li>
<li>Connell, T., Young, G., Beckett, K., Gonzalez, D. R. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aConnell%2C+T+%22AIAA+Scitech+2019+Forum%22">AIAA Scitech 2019 Forum</a>. , (2019).</li>
<li>Whitmore, S., Peterson, Z., Eilers, S. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aWhitmore%2C+S+%2247th+AIAA%2FASME%2FSAE%2FASEE+Joint+Propulsion+Conference+%26+Exhibit%22">47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit</a>. , (2011).</li>
<li>Whitmore, S. A., Armstrong, I. W., Heiner, M. C., Martinez, C. J. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aWhitmore%2C+SA+%222018+Joint+Propulsion+Conference%22">2018 Joint Propulsion Conference</a>. , (2018).</li>
<li>Whitmore, S. A., Peterson, Z. W., Eilers, S. D. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Comparing+Hydroxyl+Terminated+Polybutadiene+and+Acrylonitrile+Butadiene+Styrene+as+Hybrid+Rocket+Fuels%5BTitle%5D)+AND+%22Journal+of+Propulsion+and+Power%22%5BJournal%5D)">Comparing Hydroxyl Terminated Polybutadiene and Acrylonitrile Butadiene Styrene as Hybrid Rocket Fuels.</a> Journal of Propulsion and Power. 29 (3), 582-592 (2013).</li>
<li>Whitmore, S. A., Sobbi, M., Walker, S. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aWhitmore%2C+SA+%2250th+AIAA%2FASME%2FSAE%2FASEE+Joint+Propulsion+Conference%22">50th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference</a>. , (2014).</li>
<li>Whitmore, S. A., Walker, S. D. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Engineering+Model+for+Hybrid+Fuel+Regression+Rate+Amplification+Using+Helical+Ports%5BTitle%5D)+AND+%22Journal+of+Propulsion+and+Power%22%5BJournal%5D)">Engineering Model for Hybrid Fuel Regression Rate Amplification Using Helical Ports.</a> Journal of Propulsion and Power. 33 (2), 398-407 (2017).</li>
<li>Creech, M., et al. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aCreech%2C+M+%2253rd+AIAA+Aerospace+Sciences+Meeting%22">53rd AIAA Aerospace Sciences Meeting</a>. , (2015).</li>
<li>Lyne, J. E., et al. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aLyne%2C+JE+%222018+Joint+Propulsion+Conference%22">2018 Joint Propulsion Conference</a>. , (2018).</li>
<li>Elliott, T. S., et al. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aElliott%2C+TS+%2252nd+AIAA%2FSAE%2FASEE+Joint+Propulsion+Conference%22">52nd AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference</a>. , (2016).</li>
<li>Armold, D., et al. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aArmold%2C+D+%2249th+AIAA%2FASME%2FSAE%2FASEE+Joint+Propulsion+Conference%22">49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference</a>. , (2013).</li>
<li>Armold, D. M., et al. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aArmold%2C+DM+%2250th+AIAA%2FASME%2FSAE%2FASEE+Joint+Propulsion+Conference%22">50th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference</a>. , (2014).</li>
<li>Fuller, J., Ehrlich, D., Lu, P., Jansen, R., Hoffman, J. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aFuller%2C+J+%2247th+AIAA%2FASME%2FSAE%2FASEE+Joint+Propulsion+Conference+%26+Exhibit%22">47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit</a>. , (2011).</li>
<li>Lee, C., Na, Y., Lee, J. W., Byun, Y. H. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Effect+of+induced+swirl+flow+on+regression+rate+of+hybrid+rocket+fuel+by+helical+grain+configuration%5BTitle%5D)+AND+%22Aerospace+Science+and+Technology%22%5BJournal%5D)">Effect of induced swirl flow on regression rate of hybrid rocket fuel by helical grain configuration.</a> Aerospace Science and Technology. 11 (1), 68-76 (2007).</li>
<li>Tian, H., Li, Y., Li, C., Sun, X. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Regression+rate+characteristics+of+hybrid+rocket+motor+with+helical+grain%5BTitle%5D)+AND+%22Aerospace+Science+and+Technology%22%5BJournal%5D)">Regression rate characteristics of hybrid rocket motor with helical grain.</a> Aerospace Science and Technology. 68, 90-103 (2017).</li>
<li>Hitt, M. A. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aHitt%2C+MA+%222018+Joint+Propulsion+Conference%22">2018 Joint Propulsion Conference</a>. , (2018).</li>
<li>Wang, Z., Lin, X., Li, F., Yu, X. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Combustion+performance+of+a+novel+hybrid+rocket+fuel+grain+with+a+nested+helical+structure%5BTitle%5D)+AND+%22Aerospace+Science+and+Technology%22%5BJournal%5D)">Combustion performance of a novel hybrid rocket fuel grain with a nested helical structure.</a> Aerospace Science and Technology. 97, (2020).</li>
<li>McBride, J. B., Gordon, S. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aMcBride%2C+JB+%22Computer+Program+for+Calculation+of+Complex+Chemical+Equilibrium+Compositions+and+APPlications%22">Computer Program for Calculation of Complex Chemical Equilibrium Compositions and APPlications</a>. , (1996).</li>
<li>De Zilwa, S., Zilliac, G., Karabeyoglu, A., Reinath, M. <a target="_blank" href="http://scholar.google.com/scholar?hl=en&safe=off&q=author%3aDe+Zilwa%2C+S+%2239th+AIAA%2FASME%2FSAE%2FASEE+Joint+Propulsion+Conference+and+Exhibit%22">39th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit</a>. , (2003).</li>
<li>Franco, M., et al. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Regression+Rate+Design+Tailoring+Through+Vortex+Injection+in+Hybrid+Rocket+Motors%5BTitle%5D)+AND+%22Journal+of+Spacecraft+and+Rockets%22%5BJournal%5D)">Regression Rate Design Tailoring Through Vortex Injection in Hybrid Rocket Motors.</a> Journal of Spacecraft and Rockets. 57 (2), 278-290 (2020).</li>
</ol>

저자는 공개 할 것이 없습니다.

이 논문에 제시된 기술은 중첩 된 헬리칼 구조를 가진 연료 곡물을 사용하는 새로운 접근 방식입니다. 필요한 장비와 시설을 설치하는 데 어려움이 없습니다. 이 망막 구조는 3D 프린팅에 의해 용이하게 생성될 수 있으며, 파라핀 기반 연료의 중첩은 원심 주조에 의해 용이하게 수행될 수 있다. 융합 된 증착 성형 (FDM) 3D 프린터는 비싸지 않으며 원심 분리기의 비용이 낮습니다.
형성된 연료 곡물의 내부 표면이 무시할 수 없는 균열이 있는 것으로 나타났을 때, 용융 믹서의 가열 온도는 200°C로 증가하였다. 이어서, 파라핀 계 연료의 저점도 특성이 연료 곡물의 공극을 채우기 위해 붓는 수리를 수행하는 데 사용하였다. 곡물이 완전히 냉각된 후, 직경이 원래 디자인과 일치할 때까지 내부 구멍을 연마했습니다.
프로토콜에는 몇 가지 중요한 단계가 있습니다. 1.1.5 단계에서ABS 기판과 인쇄테이블 사이의 접촉 영역이 작기 때문에 기판...

하이브리드 로켓 엔진의 연소 성능을 향상시키는 기술이 시급히 필요합니다. 현재까지 하이브리드 로켓 엔진의 실용적인 응용 분야는 여전히 고체 및 액체 로켓 엔진1,2보다훨씬 적습니다. 기존 연료의 낮은 회귀 속도는 하이브리드 로켓 엔진3,4에대한 추력 성능의 향상을 제한한다. 또한, 그 연소 효율은 도 1에도시된 바와 같이 내부 확산 연소5로인한 다른 화학 에너지 로켓의 연소 효율보다 약간 낮다. 다중항6의사용, 첨가제7,8,9,액화 연료10,11,12,소용돌이 주입13,돌출14,및 절벽몸(15)의사용과 같은 다양한 기술을 연구 및 개발했지만, 이러한 접근 방식은 부피 활용, 연소 효율, 기계적 성능 및 적색품질 의 문제와 관련이 있다. 지금까지 이러한 단점이 없는 연료 곡물의 구조적 개선은 연소 성능향상(16,17)을개선하는 효과적인 수단으로 더욱 주목받고 있다. 3차원(3D) 프린팅의 출현은 복잡한 종래의 곡물 설계 또는 비전통적인 연료 곡물18,19,20,21,22,23,24,25,26,27,28,29,30을신속하고 저렴하게 생산할 수 있는 능력을 통해 하이브리드 로켓 엔진의 성능을 향상시키는 효과적인 방법을 가지고있다. 그러나, 연소 과정에서, 연소 성능의 이러한 개선은 특성 구조 연소와 함께 감소, 연소 성능(23)의감소의 결과. 하이브리드 로켓엔진(31)의성능 향상에 새로운 디자인이 유용하다는 것을 입증했습니다. 이 기술 및 대표 결과에 대한 세부 사항은 이 백서에 나와 있습니다.
연료 곡물은 아크릴로니톨-부타디엔 스티렌(ABS)과 중첩 파라핀 기반 연료로 만든 헬리칼 기판으로 구성됩니다. 원심 및 3D 프린팅을 기반으로 회귀 율이 다른 두 연료의 장점이 결합되었습니다. 연소 후 연료 곡물의 특수 헬리칼 구조는 도 2에 도시된다. 가스가 연료 곡물을 통과할 때, 수많은 재순환 구역은 그림 3에표시된 블레이드 사이의 홈에서 동시에 생성됩니다. 내부 표면에 이러한 특성 구조는 연소실에서 난기류 운동 에너지와 소용돌이 수를 증가시키고, 이는 연소실에서 물질과 에너지의 교환을 증가시킨다. 궁극적으로, 새로운 연료 곡물의 회귀 속도가 효과적으로 향상됩니다. 회귀율을 개선하는 효과는 잘 입증되었다: 특히, 새로운 연료 곡물의 회귀 속도는 4 g/s/cm2,32의질량 플럭스에서 파라핀 기반 연료의 20% 보다 높은 것으로 나타났다.
중첩 된 헬릭 구조를 가진 연료 곡물의 한 가지 장점은 제조가 간단하다는 것입니다. 성형 공정은 주로 용융 믹서, 원심분리기 및 3D 프린터가 필요합니다. 3D 프린팅에 의해 형성된 ABS 기판은 제조 비용을 크게 절감합니다. 또 다른 중요하고 독특한 장점은 연소 과정에서 개선 효과가 사라지지 않는다는 것입니다.
이 백서는 새로운 연료 입자 구조를 사용하여 하이브리드 로켓 엔진의 연소 성능을 향상시키기 위한 실험 시스템과 절차를 제시합니다. 또한, 이 백서는 연소실 압력의 진동 주파수, 회귀 속도 및 특성 속도특징연소 효율을 포함하여 기술의 타당성을 증명하기 위해 연소 성능 파라미터의 3가지 대표적인 비교를 제시합니다.

<table><tbody><tr><td>3D 프린터</td><td>Raise3D</td><td>N2 Plus</td><td>305 &times; 305 &times; 605 mm</td></tr><tr><td>3D 드로잉 소프트웨어</td><td>Autodesk</td><td>Inventor</td><td></td></tr><tr><td>ABS</td><td>Raise3D</td><td>ABS 검정</td><td>1.75 mm</td></tr><tr><td>카메라</td><td>Sony</td><td>A6000</td><td></td></tr><tr><td>Carbon</td><td>Aibeisi</td><td>ATP-88AT</td><td></td></tr><tr><td>원심 기계</td><td>Luqiao Langbo 모터 Co.Ltd</td><td>커스텀</td><td>&le; 1450 rpm</td></tr><tr><td>데이터 처리 소프트웨어</td><td>OriginLab</td><td>Origin 2020</td><td></td></tr><tr><td>EVA</td><td>DuPont Company</td><td>360</td><td>바인더</td></tr><tr><td>질량 흐름 컨트롤러</td><td>Bronkhost</td><td>F-203AV</td><td>0-1500 ln/min</td></tr><tr><td>용융 믹서</td><td>Winzhou Chengyi Jixie Co.Ltd</td><td>맞춤형</td><td></td></tr><tr><td>다기능 데이터 수집 카드</td><td>NI</td><td>USB-6211</td><td></td></tr><tr><td>파라핀</td><td>Sinopec 그룹 회사</td><td>58#</td><td>완전히 정제된 파라핀, 녹는점&#8776; 58&deg; C</td></tr><tr><td>PE 왁스</td><td>카타르 석유 화학 산업 회사</td><td>사용자 정의</td><td></td></tr><tr><td>슬라이싱 소프트웨어</td><td>Raise3D</td><td>ideaMaker</td><td></td></tr><tr><td>점화 플러그</td><td>NGK</td><td>PFR7S8EG</td><td></td></tr><tr><td>스테아르 산</td><td>칼 시약 회사</td><td>사용자 정의</td><td>경화제</td></tr></tbody></table>

중첩 헬리칼 구조의 새로운 연료 입자를 사용하여 하이브리드 로켓 엔진의 연소 성능 향상

Improving the Combustion Performance of a Hybrid Rocket Engine using a Novel Fuel Grain with a Nested Helical Structure

새로운 연료 입자 구조를 사용하여 하이브리드 로켓 엔진의 연소 성능을 향상시키는 기술이 제시된다. 이 기술은 아크릴로니톨 부타디엔 스티렌과 파라핀 기반 연료의 다양한 회귀 율을 활용하여 인접한 베인 사이의 홈에서 형성된 소용돌이 흐름및 재순환 영역에 의해 물질과 에너지의 교환을 증가시다. 원심 주조 기술은 파라핀 기반 연료를 3차원 인쇄로 만든 아크릴로니톨 부타디엔 스티렌 기판으로 캐스팅하는 데 사용됩니다. 산소를 산화제로 사용하여, 새로운 연료 곡물의 연소 성능을 조사하기 위한 일련의 테스트를 실시했습니다. 파라핀 계 연료 곡물과 비교하여, 연소 공정 전반에 걸쳐 유지될 수 있는 중첩 된 헬리칼 구조를 가진 연료 곡물은 회귀 속도의 상당한 개선과 연소 효율 개선의 큰 잠재력을 보였다.

도 7은 연소챔버 압력 및 산화제 질량 유량의 변화를 나타낸다. 흐름 조절에 필요한 시간을 제공하기 위해 산화제는 연소실에 미리 들어갑니다. 엔진이 연소실에서 압력을 가하면 산소 질량 유량이 급격히 떨어지고 상대적으로 안정적인 변화를 유지합니다. 연소 과정에서 연소실의 압력은 비교적 안정적입니다.
연소 챔버 압력 진동 주파수의 비교를 보여주는 이미지는 도 8에제시된다. 새로운 연료 곡물의 압력 변동 스펙트럼에는 하이브리드 저주파, 헬름홀츠 모드 및 연소 챔버의 음향 하프 웨이브와 연관된 세 개의 뚜렷한 피크가 각각34개였다. 새로운 연료 곡물에 대응하는 압력 피크의 위치는 기본적으로 파라핀 기반 연료의 위치와 동일했으며, 이는 새로운 구조가 추가 연소 진동을 도입할 가능성이 높지 않다는 것을 나타냅니다. 더욱이, 지배적인 저주파 압...

하이브리드 로켓 엔진의 연소 성능을 향상시키기 위해 새로운 중첩 헬리칼 구조로 고체 연료 곡물을 활용하는 기술이 제시됩니다.

A technique to improve the combustion performance of a hybrid rocket engine using a novel fuel grain structure is presented. This technique utilizes the ...

이 방법은 곡물의 연소 성능을 개선하는 방법에 대한 질문에 대답하는 데 도움이 될 수 있습니다. 이 프로토콜의 주요 장점은 연소 공정으로 헬리칼 구조 연료 곡물이 사라지지 않는다는 것입니다. 이 방법은 EBS 및 PUX와 같은 다양한 재료 편집을 사용하여 곡물 수식에도 적용할 수 있습니다.3D 소프트웨어를 사용하여 아크릴로니트리어 부타디엔 스티렌 또는 ABS 기판을 준비하는 것으로 시작합니다. 3D 기판 구조를 STL 파일로 저장합니다. 그런 다음 3D 슬라이싱 소프트웨어를 열고 구조를 가져옵니다.기본 템플릿에서 슬라이스 를 시작하고 속도 인쇄 모드를 선택합니다. 두 번 클릭 속도. 그런 다음 채우기 밀도를 100 %로 변경하고 플랫폼 에디션에 대한 스커트와 뗏목을 선택합니다.저장을 클릭하고 닫은 다음 슬라이스를 클릭합니다. 3D 프린터를 켜고 ABS 기판의 슬라이스 파일을 가져옵니다. 가열 된 침대의 온도를 각각 섭씨 100도와 240도로 설정합니다.안정화 후 인쇄를 시작합니다. 성공적인 인쇄를 보장하기 위해, ABS 기판과 핫 플레이트 사이의 접착력을 증가시키기 위해 핫 플레이트에 고체 접착제를 적용합니다. 파라핀 기반 의 연료 준비를 위해 파라핀, 폴리에틸렌 왁스, 스테릭 산, 에틸렌 비닐 아세테이트 및 탄소 분말의 원료를 준비합니다.원고 방향에 따라 파라핀 기반 연료를 구성하고 구성된 재료를 용융 믹서에 배치합니다. 그런 다음 녹여 서 완전히 혼합 될 때까지 저어줍니다. ABS 기판을 원심분리기에 넣고 엔드 캡으로 고정합니다.분말을 연결하고 물 냉각 펌프 스위치를 켭니다. 그런 다음 원심 분리기 릴레이를 켜고 속도를 1, 400 RPM으로 늘립니다. 용융 믹서에 밸브를 열고 주조를 시작합니다.연료 곡물을 제거하고 모양을 다듬습니다. 전체 연료 곡물의 무게, 길이 및 내경을 측정하고 기록하고 촬영합니다. 하이브리드 로켓 엔진을 조립하려면 슬라이드 레일의 연소 챔버 섹션을 수정하고 연료 곡물을 적재하고 퇴전 챔버 섹션을 설치합니다.머리와 노즐을 설치합니다. 그런 다음 하이브리드 로켓 엔진의 머리에 토치 점화기설치합니다. 스파크 플러그를 설치하고 전원 공급 장치를 연결합니다.테스트 벤치와 가스 실린더 사이에 질소, 산화제, 점화 메탄 및 점화 산소 가스 공급 라인을 연결합니다. 산업용 컴퓨터, 다기능 데이터 수집 카드, 질량 흐름 컨트롤러 및 테스트 벤치의 제어 상자를 연결합니다. 테스트 벤치, 질량 흐름 컨트롤러 및 점화기의 전원.FlowDDE 소프트웨어를 열고 통신 설정을 클릭합니다. 해당 연결 인터페이스를 클릭하고 확인을 클릭합니다. 열린 통신을 클릭하여 흐름 컨트롤러와의 통신을 설정합니다.그런 다음 측정 및 제어 프로그램 또는 MCP를 엽니다. 다기능 데이터 수집 카드의 입력 및 출력 채널을 설정하고 실행을 클릭하여 전체 시스템과의 통신을 설정합니다. MCP 실행 상태를 확인하고 수동 제어 모드로 설정합니다.스파크 플러그의 작동 상태를 확인하고 밸브 테스트를 수행합니다. 데이터 기록 기능을 테스트합니다. 그런 다음, 설정 인터페이스를 열고 밸브 개폐 시간, 점화 시간 및 데이터 기록 시간을 포함하여 테스트 시간을 설정합니다.실험 영역에서 안전 요구 사항과 명확한 인력을 설정합니다. 실린더 밸브를 열고 다양한 질량 유량 조건에 따라 조절 밸브의 출력 압력을 조정합니다. 설정 인터페이스를 열고 산화기 질량 유량을 설정합니다.카메라를 켜고 MCP를 자동 제어 모드로 설정하고 트리거를 기다립니다. MCP에서 시작하여 실험을 시작하십시오. 약 1분 후, 중지를 클릭하고 카메라를 끕니다.가스 실린더를 닫고 파이프 라인의 밸브를 열어 압력을 완화합니다. 테스트 벤치에서 전원을 끄고 연료 곡물을 제거합니다. 이전에 설명한 대로 연료 곡물을 측정하고 촬영합니다.연소챔버 압력 및 산화제 질량 유량의 변화는 여기에 나와 있다. 흐름 조절에 필요한 시간을 제공하기 위해 산화제는 연소실에 미리 들어갑니다. 엔진이 연소실에서 압력을 가하면 산소 질량 유량이 급격히 떨어지고 상대적으로 안정적인 변화를 유지합니다.연소 과정에서 연소실의 압력은 안정적으로 유지됩니다. 연소 챔버 압력 진동 주파수의 비교는 여기에 제시된다. 새로운 연료 곡물의 압력 변동 스펙트럼에는 하이브리드 저주파, 헬름홀츠 모드 및 연소 챔버의 음향 하프 웨이브와 관련된 세 가지 뚜렷한 피크가 포함되어 있습니다.새로운 연료 곡물의 압력 피크의 위치는 기본적으로 파라핀 기반 연료의 위치와 동일했으며, 이는 새로운 구조가 추가 연소 진동을 도입 할 가능성이 없다는 것을 나타냅니다. 산화제 플럭스의 기능으로서 회귀 속도는 연료 곡물 사이에서 비교되었다. 동일한 산화제 질량 유량에서, 새로운 연료 곡물의 회귀 속도는 파라핀 계 연료의 회귀 속도가 파라핀 계 연료보다 높았으며 산화제 플럭스가 증가함에 따라 간격이 점차 확대되었다.특징적인 속도는 연소 효율을 비교하기 위해 사용되었습니다. 이 새로운 연료 곡물은 다양한 산화제및 연료 비에서 파라핀 기반 곡물보다 더 높은 특성 속도를 나타냈다. 이는 이 프로토콜을 시도할 때 평균 연소 효율이 약 2%인 것에 해당하며, 파라핀 기반 연료의 주조 온도가 섭씨 120도 이상일 수 없다는 것을 기억하십시오.

improving-combustion-performance-hybrid-rocket-engine-using-novel

Research

연구

JoVE Journal

Engineering

공학

이 프로토콜은 (HEBM) 기술을 밀링 단기 고 에너지 공을 사용 gasless 나노 구조 에너지 재료 (니켈 + 알, 따 + C, 티 + C)의 제조에 대해 설명합니다. 또한 제조 된 나노 복합 재료의 기계적 반응을 연구하는 고속 열 전사 방법을 설명한다. 이러한 프로토콜은 다른 반응성 나노 에너지 재료로 확장 될 수있다.

준비 및 Gasless 나노 구조의 반응성 정력 재료

열파동 실험을 수행하기 위한 프로토콜이 제시됩니다. 화학 연료와 마이크로/나노 구조 물질의 하이브리드 복합재의 합성, 열파 발생기의 제조 및 해당 물리적 현상을 측정하는 방법에 대해 설명합니다.

열 전력 (thermopower) 파도의 연구에서 화학 연료 및 다중 벽 탄소 나노 튜브의 하이브리드 복합 재료의 제조 및 평가

바이오 오일을 생산하는 목질 계 바이오 매스의 빠른 열분해 용 연료 등급 탄화수소를 생산하는 바이오 오일의 촉매 수소화를위한 실험 방법이 제시된다. 바이오 - 오일에서 미세 문자 입자 및 무기 오염 물질을 제거하는 빠른 열분해 동안 뜨거운 증기 여과도 평가 하였다.

바이오 매스 변환 빠른 열분해 및 촉매 수소 처리 필터링 탄화수소 액체 연료 통해 뜨거운 증기를 생산하는

액체 제품의 수율을 최대화하는 것을 목표로 하는 바이오매스 잔류물의 열화학적 변환 절차가 제시됩니다(빠른 열분해). 이는 산업 규모에서 입증된 기술을 기반으로 하며 특히 밀짚 유형의 바이오매스를 처리하는 데 적합합니다.

트윈 스크류 혼합 반응기에서 바이오 매스 잔류의 빠른 열분해

연소 특성화를 통해 연료가 풍부한 연소 배기 가스를 만들기 위한 프로토콜이 개발되었으며 마이크로 튜브형 화염 보조 연료 전지 테스트 및 연구에 적용됩니다.

에 대한 연소 특성 및 모델 연료 개발 마이크로 관상 화염 이용한 연료 전지

tetraiodine의 비산화물 (I 4 O 9) 및 알루미늄 (Al)으로 이루어진 반응 혼합물의 불꽃 속도를 측정하는 프로토콜이 제공된다. 시차 주사 열량계 (DSC)를 사용하여 반응 속도를 해결하기위한 방법도 제공된다. 내가 4 O 9 다른 요오드 (V) 산화물보다 150 % 더 반응성 것으로 나타났습니다.

반응 속도와 I의 연소 역학<sub&gt; 4</sub&gt; O<sub&gt; 9</sub&gt; 및 알루미늄 혼합물

새로운 바이오 연료, 연료 구성 요소, 또는 비교 데이터를 제시 하는 양적 speciation의 제트 연료의 산화 연소 화학의 수사. 데이터 운동 모델 유효성 검사에 사용 될 수 있다 고 연료 평가 전략을 수 있습니다. 이 원고는 대기 열 흐름 반응 기를 설명 하 고 그 기능을 보여 줍니다.

연료의 연소 화학: 양적 Speciation 데이터와 대기 고 열 흐름 반응 기에서 얻은 결합 분자 빔 질량 분석기

여기, 우리는 테스트 하 고 최적화 공간 추진 시스템의 소형된 홀 형 로켓에 기반 프로토콜 제시.

최적화, 테스트 그리고 소형된 홀 로켓의 진단

저온 마이크로파 보조 열가 탄 화 처리에 의해 저급 바이오 매스 로부터 고갈 된 방출 전 구체를 위한 프로토콜이 제시 된다. 이 프로토콜은 마이크로파 매개 변수와 바이오 석탄 제품 및 공정 수의 분석을 포함 한다.

저온 마이크로파 보조 열 량 화에의 한 버드 나무 연료 방출 감소

우리는 천천히 가열 된 추진제 (CRASH-P) 테스트의 연소 속도 분석이라고 하는 고체 로켓 추진제에 대한 실험실 규모의 느린 쿡 오프 테스트를위한 프로토콜을 제시합니다. 제한된 로켓 추진제는 자가화될 때까지 천천히 가열되며, 쿡오프 온도와 반응의 폭력은 동적 압력 센서로 측정됩니다.

실험실 스케일 느린 쿡 오프 로켓 추진제 테스트: 천천히 가열된 추진제(CRASH-P) 테스트의 연소 속도 분석

학습하세요 중첩 헬리칼 구조 연료 입자를 사용하여 하이브리드 로켓 엔진의 연소 성능을 향상시키는 방법을. 3D 소프트웨어로 ABS 기판을 준비하고 연소 테스트를 수행하여 구조적 무결성과 효율성을 검증합니다.

중첩 헬리칼 구조의 새로운 연료 입자를 사용하여 하이브리드 로켓 엔진의 연소 성능 향상

더 많은 동영상 탐색