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왕승원(Seung-Won Wang),정용갑(Yonggahp Chung),김성룡(Seong-Lyong Kim),한영민(Yeoung-Min Han) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
추진기관 시스템 시험설비의 유공압시스템에는 발사체 각 단별 엔진상부와 추진제 저장탱크의 공간, 산화제 저장탱크 제어밸브의 내부공간 퍼지에 필요한 고온기체 공급시스템이 있다. 고온기체 공급시스템은 고온기체 생산을 위한 압축기와 압축기의 냉각을 위한 냉각장비, 온도 및 노점을 낮추기 위한 드라이어, 유분제거 및 청정도 유지를 위한 필터 등으로 구성되어 있다. 본 논문에서는 추진기관 시스템 시험설비를 구축하는데 있어 고온기체 공급시스템의 설계내용에 대해 소개하였다. Thermo-starting system is a sub-system of hydraulic/pneumatic system in Propulsion System Test Complex(PSTC), supply gas to purge propellant tanks, upper space of the engines(1st, 2nd, 3rd) and control valves on oxidizer tank. Thermo-starting system designed compressor for the production of high temperature gas, the cooling equipment for compressor, the dryer for dew point and filters. In this paper, the design results of thermo-starting system is introduced.
왕승원(Seung-Won Wang),김승한(Seung-Han Kim),한영민(Yeoung-Min Han) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5
한국항공우주연구원에서는 한국형발사체의 엔진과 연소기를 개발에 필요한 시험설비를 고흥 외나로도 우주센터에 구축하고 있다. 본 연구는 고공환경조건에서 시험대상체의 설계 및 성능 검증을 위한 초음속 디퓨져를 설계, 제작하는데 필요한 기초자료로 활용하고자 초음속 디퓨져에 대한 설계데이터를 참고로 축소형 초음속 디퓨져와 연소기를 모델링하고, 유동해석을 수행하였다. 그리고 소형연소시험장에서 수행된 동일한 규격의 축소형 초음속 디퓨져에 대한 시험데이터를 참고하여 유동해석결과와 비교하였다. 그 결과 수치해석적 방법으로도 초음속 디퓨져의 성능에 대해 신뢰할 만한 결과를 보였고, 시험설비 구축에 있어 초음속 디퓨져를 설계 하는데 있어 활용 가능성을 확인하였다. Test facilities of KSLV-II (Korea Space Lunch Vehicle-II) in Naro Space Center are constructed. Some test facilities is required supersonic diffuser to make pressure of altitude simulation for the combustion test. This Study is been analyzed combustion test data and simulation model of sub-scale supersonic diffuser and combustion chamber. This results showed that about the performance of the sub-scale supersonic diffuser using CFD(Computational Fluid Dynamics) methods and will be used for development of altitude simulation system of KSLV-II engine test facilities.
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.
김진선(Jin-Sun Kim),왕승원(Seung-Won Wang),우성필(Seongphil Woo),김성룡(Seong-Lyong Kim),한영민(Yeoung-Min Han),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
고성능의 액체로켓엔진을 확보하기 위해서는 터보펌프개발과 그 검증시험이 필수적인 항목이라고 볼 수 있다. 터보펌프의 실험적 검증을 위해 액체산소와 케로신을 토대로 한 실매질 시험설비의 구축을 완료하였다. 주요 서브시스템에 대한 검증시험이 이루어 졌고, 터보펌프 개발모델을 연계한 종합시험을 수행함으로써 시험설비의 인증이 이루어 졌다. 앞으로 제작되는 모든 터보펌프의 실매질 개발시험과 인증시험이 본 시험설비에서 수행될 예정이다. The development and verification test of a turbopump are fundamental to have an high-performance LRE(liquid rocket engine). A turbopump real-propellant test facility based on liquid oxygen and kerosene has been constructed for the experimental validation of the turbopump. The verification tests of sub-system were performed and the performance of the total system was tested with the development model of the turbopump. Development and validation tests of all turbopumps to be manufactured will be performed at the turbopump real-propellant test facility.
터보펌프 실매질 시험을 위한 대유량 알코올버너 운용시스템 기본설계
김진선(Jin-Sun Kim),왕승원(Seung-Won Wang),심명보(Myungbo Shim),최창호(Chang-Ho Choi) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5
한국항공우주연구원에서는 한국형발사체(KSLV-II) 후속으로 80톤급을 상회하는 액체로켓엔진 개발이 고려되고 있다. 이 용량의 엔진에 적용되는 터보펌프의 설계점 및 탈설계점을 포함한 다양한 작동범위에서 검증시험을 수행하기 위해서는 현재 가용동력 8MW급(12kg/s, 900K, PR>60)에서 10MW급의 알코올버너 시스템으로 개량이 필요하다. 본 연구에서는 터보펌프 실매질 시험설비의 확장성을 고려하여 최대 가용동력 16MW(24kg/s, 1100K, PR>60)급 시스템개발을 위한 기본설계를 수행하였으며, 개량될 기존 시스템의 운용 가능성을 검증하기 위해 대유량 유동검증시험을 수행하여 그 결과를 제시하였다. Korea Aerospace Research Institute(KARI) is considering developing an liquid rocket engine that exceeds the 80-ton class following the KSLV-II. In order to verify the performance of the turbopump applied to the engine of this capacity in various operating range covering the design point and the off-design point, it is necessary to improve the alcohol burner system from 8MW(12kg/s, 900K, PR>60) to 10MW available power. In this study, the preliminary design was performed to develop the maximum 16MW(24kg/s, 1100K, PR>60) alcohol burner system considering the expandability of the turbopump real-propellant test facility. To verify the feasibility of the system by revising the existing system, the high flow verification test was conducted and the result was presented.