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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.
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.