http://chineseinput.net/에서 pinyin(병음)방식으로 중국어를 변환할 수 있습니다.
변환된 중국어를 복사하여 사용하시면 됩니다.
KSLV 추진기관 종합시험설비 피해 사고 예측 모델 해석
이정호,강선일,유병일,김용욱,조상연,오승협,Lee, Jung-Ho,Kang, Sun-Il,Yu, Byung-Il,Kim, Yong-Wook,Cho, Sang-Yeon,Oh, Seung-Hyub 한국항공우주연구원 2005 항공우주기술 Vol.4 No.2
국가 우주개발 중장기계획에 따라 향후 10년간 다양한 발사체 및 위성을 개발할 필요가 있다. 그러므로 이러한 발사체 및 위성 개발과정에 있어 ReTF나 PTA-II 시험설비와 같은 시험설비가 다수 필요할 것으로 예상된다. 이에 우리연구원은 KSLV 추진기관에 대한 종합 시험을 수행할 수 있는 대형 연소시험설비 구축을 계획 중이다. 본 논문에서는 해당 시험설비의 기본 설계안에 따른 시설 배치 레이아웃과 위험물 저장량을 기초로 하여 시험설비에서 화재 또는 폭발 발생 시 그 피해가 어떻게 전파되는지 모델 해석을 통해 알아보았다. 논문에 포함되어진 안전성 평가, 피해정도, 피해범위를 바탕으로 기 수행된 설계 결과를 보완함으로써 좀 더 안전한 시험설비를 구축할 수 있도록 하는 것이 목적이다. According to the KSLV program of KARI, it is planed to develop various launch vehicle and satellite 10 years hereafter. Large-scale test facilities, such as ReTF and PTA-II, are needed to fulfill this launch vehicle/satellite development project. The authors intend to arrange and describe various indexes that are needed in test facility design, construction and operation process. This technical paper is describing model analysis of damage prediction of accident in KSLV Integrated Propulsion System Test Facility based on propellant storage quantity and layout. In addition, the result can be used to produce safer design of test facility.
강선일(Sun-Il Kang),유병일(Byung-Il Yu),오승협(Seung-Hyub Oh),이효근(Hyo-Keun Lee),V. A. Bershadskiy 대한기계학회 2006 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2006 No.6
This paper describes the specifications of fuel and gas properties and its analysis methods for Launch Vehicle operation. It can be used design requirements of Chemical Analysis Laboratory which will be settled in NARO Space Center. The objectives of KSLV(Korea Space Launch Vehicle) is putting small satellite in LEO(Low Earth Orbit) and it can be attained when the propulsion characteristics are controlled precisely. To do that, the properties of propellant and gas will be checked and maintained during produce, transfer, storage and supply. Chemical Analysis Laboratory of NARO Space Center will be performed key role in keeping the property as good as high reliability operation requirements of Launch Vehicle.
Flowmaster를 이용한 발사체 액체산소 충전 모드 해석
박순영(Soon-Young Park),김지훈(Ji-hoon Kim),박편구(Pyung-Gu Park),유병일(Byung-Il Yu) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11
액체로켓에 산화제를 충전하는 과정은 크게 산화제 탱크의 냉각, 고유량 충전, 소유량 충전, 온도 보정을 위한 추가 충전으로 나눌 수 있다. 나로호(KSLV-I) 1단의 산화제는 액체산소를 사용하며, 각 충전 모드에 해당하는 유량 및 온도 요구조건이 제시되어 있다. 이러한 유량 및 온도 요구조건을 만족하기 위해서 산화제 공급시스템에는 유량조절용 밸브와 열교환기가 설치되어 있다. 본 연구에서는 발사체 산화제 충전과정에서 정밀한 유량 공급을 위하여 상용 1차원 열-유동 해석 프로그램인 Flowmaster를 이용하여 1차원 유동 시스템 해석을 수행하였다. 아울러 제한된 인증 시험을 통하여 각 모드에서의 유량 조건을 만족시키기 위한 유량제어밸브들의 유량 보정 민감도를 해석적으로 구하였다. The process of charging an oxidizer in the liquid propellant rocket can divide into the cooling of the oxidizer tank, the high flow charge, the small flow charge, and the replenishment charge for the correction of temperature. The oxidizer of the Naro(KSLV-I) first stage uses the liquid oxygen. And the flow rate and the temperature specification corresponding to each charge mode are presented for the requirement. The flow throttling valve and heat exchanger are installed in the oxidizer filling system in order to satisfy this kind of the flow rate and temperature requirement specification. In this research, by using the Flowmaster which is a commercial one-dimension thermo-fluidic analysis program, one dimensional flow system analyses was performed to predict the exact flow rate at each specific mode. Also, the flow rate correction sensitivity of the flow control valves was analytically determined to satisfy the flow condition refinement at each mode within the limited certification test.
KSLV-I 킥모터용 고공환경모사 시험설비 구축을 위한 기본설계
김용욱(Yong-Wook Kim),이정호(Jung-Ho Lee),유병일(Byung-Il Yu),김상헌(Sang-Heon Kim),오승협(Seung-Hyub Oh) 한국항공우주연구원 2007 항공우주기술 Vol.6 No.2
KSLV-I의 경우 1단은 액체 추진기관으로 구성되어 있으며, 2단은 킥모터(Kick Motor ; KM)를 이용하게 된다. 작동고도가 높고 확장비가 큰 KM을 지상에서 연소시험 할 경우 배압이 상대적으로 크기 때문에 노즐에서 박리가 발생되고 모터는 실제 추력 값보다 낮게 추력을 발생 시키며 노즐에서 극심한 진동을 유발 시키므로 지상에서 고공환경을 모사할 수 있는 고공환경모사 시험설비가 꼭 필요하다. 본 논문은 KSLV-I 2단 추진기관인 킥모터 개발을 위한 고공환경모사 시험설비 구축을 위해 기본설계를 진행하였다. Korea Aerospace Research Institute(KARI) is developing Korea Space Launch Vehicle(KSLV). KSLV-I is composed of liquid propulsion system for the first stage and apogee kick motor as the second stage. Kick motor has a high expansion ratio nozzle and its starting altitude is 300㎞ high. To verify the performance of kick motor, high altitude test facility (HATF) to simulate its operating condition is necessary. This paper contains preliminary design for construction of HATF.
고체추진제 가스발생기를 이용한 축소형 고공환경모사 시험
김용욱(Yong-Wook Kim),이정호(Jung-Ho Lee),유병일(Byung-il Yu),조상연(Sang-Yeon Cho),오승협(Seung-Hyub Oh) 한국항공우주연구원 2008 항공우주기술 Vol.7 No.1
원통형 초음속 디퓨저를 사용하면 추진기관에서 발생하는 고온 연소가스의 모멘텀을 이용하여 비교적 간단하게 안정된 고고도 환경을 모사할 수 있다. 디퓨저를 이용한 고공모사 시험에서 추진기관의 연소시간이 긴 경우, 고온의 연소가스가 디퓨저 내벽면에 직접 닿기 때문에 반복적인 사용을 위해 이 부위에 대한 냉각대책이 필요하다. 디퓨저 내부로 분사되는 냉각수가 디퓨저 작동특성에 미치는 영향을 파악하고자 축소형 연소실험을 수행하였으며, 본 논문은 실험방법과 그 결과에 대해 기술하고 있다. 고체 추진제를 연료로 하는 가스발생기를 이용하여 추진기관을 모사하였으며, 일반 수돗물을 냉각제로 사용하였다. Cylindrical supersonic exhaust diffuser, which utilizes the momentum of high temperature gas exhausted from nozzle, provides simple methods for obtaining stable and low pressure around the propulsion system. Hot zone on which exhausted gas from nozzle exit impinges directly should be cooled to avoid melting of diffuser. This paper describes method and result of subscale high altitude simulation test with water cooling. Subscale gas generator with solid propellant was used for hot gas source and tap water for coolant.
한국형발사체 추진기관 시험설비 유공압 특성에 대한 소개
한영민(Yeoung-Min Han),정용갑(Young-Gahp Chung),김승한(Seung-Han Kim),유병일(Byung-il Yu),이광진(Kwang-Jin Lee),김진선(Jin-Sun Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
한국형발사체 추진기관 개발을 위한 연소기 연소시험설비, 터보펌프 실매질 시험설비, 엔진 연소시험설비에서 추진제를 하드웨어로 공급하는 유공압 시스템 설비의 특성에 대해 간략히 기술하였다. 고압가스, 산화제 및 연료 등의 유공압의 특성에 살펴보면, 연소기의 시험설비의 경우 용량이 큰 고압 시스템이 많이 사용되며, 터보펌프 시험설비의 경우 고압 및 저압 시스템이 같이 사용되고, 엔진연소시험설비의 경우 저압 시스템이 많이 사용되는 특징을 가지고 있다. 현재 연소기 및 터보펌프 시험설비의 경우 장기 납품 품목의 발주 완료 등 구축 중에 있으며, 엔진 연소시험설비의 경우 상세설계를 준비 중에 있다. The hydraulic/pneumatic characteristics of a combustion chamber test facility(CTF), a turbopump real propellant test facility(TPTF), and a rocket engine ground/high altitude test facility(ReTF, HAReTF) for KSLV-II is briefly described. In view-point of hydraulic characteristics of facility, the main feature is the high pressure supply system with high flow rate for CCTF, the high and low pressure supply system for TPTF and the low pressure supply system with wide range for ReTF/HAReT. The CTF/TPTF are under construction such as ordering the long delivery items and the detailed design of ReTF/HAReTF is being prepared.