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조남경(Cho, Nam-kyung),우성필(Woo, Sung-phil),소윤석(So, Yoon-seok),이정호(Lee, Jung-ho),이승재(Lee, Seong-ja),전준수(Jeon, Jun-su),황창환(Hwang, Chang-hwan),이광진(Lee, Kwang-jin),김승한(Kim, Seung-han),한영민(Han, Yeong-min) 한국항공우주연구원 2021 항공우주산업기술동향 Vol.19 No.1
누리호의 경험을 발전시켜 보다 큰 위성의 궤도투입, 위성 다중투입, 정지궤도 위성 발사, 달탐사 발사체 발사 등 보다 확장된 발사체 임무 수행이 필요하며, 이를 위해서는 효율이 높고 다점화가 가능한 새로운 엔진이 필요하다. 항공우주연구원에서는 누리호 개발과 병행하여 다단연소사이클 방식의 9톤급 액체로켓엔진 선행연구를 수행해 왔다. 본 논문에서는 액체로켓 엔진의 추진제와 사이클, 다단연소사이클 엔진의 특징, 다단연소사이클 액체로켓 엔진 해외 기술동향, 국내의 다단연소사이클 엔진의 개발 현황 및 전망을 기술한다. By developing the experience of the NURI space Launch Vehicle, it is necessary to carry out more extended launch vehicle missions such as orbiting larger satellites, satellites multi-injection, launching geostationary satellites and launching moon exploration launch vehicles, which requires a new engine that is highly efficient and capable of multi ignitions. In parallel with the development of the NURI, KARI has conducted prior research on a 9-ton class liquid rocket engine with a staged combustion cycle. In this paper the propellant and cycle of liquid rocket engine, characteristics of stage combustion cycle engines, overseas technology trends of multistage combustion cycle liquid rocket engine, and development status and prospects of domestic multistage combustion cycle engines are described and future strategy in this field is discussed.
김승한(Seung-Han Kim),정용갑(Yong-Gap Chung),왕승원(Seung-Won Wang),소윤석(Yoon Seok So),한영민(Yeoung-Min Han) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5
한국항공우주연구원은 한국형발사체 3단용 7톤급 터보펌프 방식 엔진의 개발 및 인증을 위한 3단 엔진 연소시험설비 구축을 계획하고 있으며 설계를 수행하였다. 나로우주센터에 구축될 예정인 3단 엔진 연소시험설비는 추진제와 고압가스를 엔진에 공급하여 지상 조건 및 고공 모사 조건 연소 시험을 수행할 수 있도록 구성된다. 고공환경 모사는 액체로켓엔진의 후류제트로 작동되는 초음속 디퓨저로 구현된다. Korea Aerospace Research Institute (KARI) performed the design of rocket engine test facility for the development and qualification of the 3rd stage liquid rocket engine for KSLV-II. The 3rd stage rocket engine test facility(UETF), which are to be constructed at Naro Space Center, will supply propellants and high-pressure gases to engine for firing test under ground and altitude simulation conditions. The altitude test condition is obtained using a supersonic diffuser operated by the self-ejecting jet from the liquid rocket engine.
조남경(Cho, Nam-kyung),김채형(Kim, Chae-Hyong),김성룡(Kim, Sung-Ryung),임지혁(Lim Ji-Hyuk),김성혁(Kim Sung-Hyuk),우성필(Woo, Sung-phil),박재영,소윤석(So, Yoon-seok),이정호(Lee, Jung-ho),이승재(Lee Seong-ja),전준수(Jeon Jun-su),황창환(Hw 한국항공우주연구원 2023 항공우주산업기술동향 Vol.21 No.2
고고도 환경 하에서 작동하는 발사체 엔진의 개발 시에는 반드시 실제 비행환경과 유사한 환경 하에서 정확한 추력 및 시동특성을 검증해야 한다. 따라서 고공환경 모사시험을 통하여 엔진의 성능을 확인해야 한다. 본 논문에서는 지상 대기조건 시험설비에서의 시험과는 달라야 하는 고공모사시험 및 설비의 필요성, 고공모사의 원리, 고공모사 설비의 종류 및 구성, 고공모사 설비의 설계 및 운용에 대해 기술한다. 특히 팽창비가 큰 상단엔진의 고공 시동/종료 성능과 쓰로틀링 성능, 재점화 성능 등을 파악할 수 있고 종료시 고팽창비 노즐의 좌굴을 방지할 수 있는 스팀이젝터 방식 고공모사설비에 대해 논의한다. The development of a launch vehicle engine operating in a high-altitude environment must include verifcation of accurate thrust and starting characteristics under an environment similar to the actual flight environment, therefore, the performance of the engine must be confirmed through a high-altitude environment simulation test. This paper describes the need for high-altitude simulation test facility. The principles, configurations, design and operation of high-altitude simulation test facility are discussed. In particular, overall aspects of steam ejector type facility for testing upper engine with a high expansion ratio are deeply discussed.
김승한(Seung-Han Kim),김성룡(Seung-Ryong Kim),김성혁(Sung-Hyuk Kim),김채형(Chae-Hyung Kim),서대반(Dae-Ban Seo),우성필(Seong-Pil Woo),유병일(Byung-Il Yu),소윤석(Yoon-Seok So),이광진(Kwang-Jin Lee),이승재(Seung-Jae Lee),이정호(Jung-Ho 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
한국형발사체용 엔진 개발을 위한 엔진시스템 개발 시험이 진행되고 있다. 본 논문에서는 현재 진행되고 있는 액체산소/케로신을 추진제로 하는 가스발생기 사이클 엔진의 성능 평가 방법에 대해 소개하였다. 엔진 개발 시험에서의 주요 측정 변수와 이를 이용한 엔진시스템 및 엔진 구성품의 주요 성능변수를 기술하였다. Development tests of the LOx/Kerosene liquid rocket engine for KSLV-II are going on. This paper introduces the performance evaluation techniques for the firing test of LOx/Kerosene gas generator cycle liquid rocket engine system under the KSLV-II program. Major measurement parameters and major performance parameters based on the parameters measured during engine development tests are described.