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김철웅(Cheulwoong Kim),정은환(Eunhwan Jung) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11
액체로켓엔진의 안전한 개발에 대한 연구는 실질적인 사고의 예방과 불의의 사고발생 시 피해의 최소화를 목적으로 하고 있다. 한국형발사체에 사용될 액체로켓엔진의 안전한 개발을 위하여 엔진 설계 시 엔진의 물리적 환경과 시동 및 정지과정 중의 거동특성에 대한 분석이 수행되었고, 발사체 단에 엔진의 납품 전후 상태검사 방법이 연구되었다. 더불어 텔레미트리와 엔진의 진단에 사용될 측정 파라미터가 선정하였다. 액체로켓엔진의 안전한 개발에 대한 연구는 사고방지와 더불어 엔진개발과정 중에 간과될 수 있은 안전의식을 고취하는데도 유용하다. The objective of research in safe development of rocket engine is to prevent and minimization of damage from accident. For development of KSLV-II launch vehicle, the analysis in physical phenomena in the engine, and behavior characteristics in start-up and cut off processes of liquid rocket engine has been carried out relate to design of safe operation. Technical state inspection methods before and after assembly of stages of vehicle were also studied. Measurement parameters are chosen for telemetry system and engine health monitoring. The research activity in safe development of rocket engine would be useful to prevent from accident and inspire sense of safety through rocket engine development process.
이항기(Hanggi Lee),정은환(Eunhwan Jung),박편구(Pyungu Park),김진한(Jinhan Kim) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11
75톤급 액체로켓엔진용 터보펌프에 장착되는 속도복식 터빈에 대한 성능 시험을 수행하였다. 1열 로터와 리버싱 베인 사이에 누설 유량을 줄이는 씰을 설치하여 씰 간극이 성능에 미치는 영향을 실험하였다. 그리고 속도복식 터빈과 단단으로 구성된 기본형 터빈을 비교하여 회전수에 따른 후방 압력 변화와 함께 성능에 미치는 영향을 살펴보았다. The performance experiment was tested for the velocity compound turbine of turbopump which was the main part of 75 ton class liquid rocket engine. The seal is installed between the 1st rotor and the reversing vane to reduce the leakage flow. The turbine outlet pressure of the velocity compound turbine by changing the rotating speed was compared with that of baseline turbine with single rotor including the effect on the total performance.
초음속 충동형 터빈의 로터 전익 두께가 성능 변화에 미치는 영향
이항기(Hanggi Lee),정은환(Eunhwan Jung),박편구(Pyungu Park),김진한(Jinhan Kim) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11
75톤급 개방형 액체로켓엔진에 장착되는 터보펌프의 초음속 충동형 터빈의 로터 전방 두께에 따른 성능 특성 변화의 시험적 연구를 수행하였다. 75톤 터빈 시험에서는 로터 두께 대 피치비가 30톤 로터 대비 각각 1.9배와 1.4배인 로터의 성능을 비교하였다. 시험 결과 로터 두께가 상대적으로 작은 로터의 설계 상사점 효율이 1.5% 상승하였고, 동일 회전수에서 최대 효율이 나타나는 압력비도 증가하였다. It was investigated that effect of the supersonic impulse turbine rotor leading edge thickness which was the part of 75 ton open cycle liquid rocket engine turbopump. The test for turbine was performed that the rotor thickness to pitch ratio was 1.9 and 1.4 to 30 ton turbine. As a result of test, the rotor with lower thickness(1.4) had 1.5% efficiency gain to the higher thickness(1.9) and the pressure ratio with maximum efficiency was increased to the nozzle full expansion point.
터보펌프 터빈 로터의 슈라우드 스플릿이 성능에 미치는 영향
이항기(Hanggi Lee),정은환(Eunhwan Jung),윤석환(Sukhwan Yoon),박편구(Pyungu Park),김진한(Jinhan Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5
액체로켓 엔진의 시동과 종료 시, 터빈에 가해지는 열충격을 완화시키기 위해 초음속 충동형 터빈로터의 일체형 슈라우드를 여러 조각으로 분할하는 방법을 고안하였다. 구조해석 수행결과 슈라우드 분할은 동익의 허브와 팁에 나타나는 소성변형량을 크게 줄일 수 있는 것으로 나타났다. 그러나 슈라우드 분할은 의도하지 않은 누설손실로 인해 성능손실이 불가피하며 이에 대한 정량적인 성능감소를 측정하기 위해 다양한 슈라우드 분할 형상에 대해 시험을 수행하였다. 연구대상 터빈의 경우 슈라우드 분할 수를 최대로 할 경우 설계점 효율은 2.65% 비율로 감소하는 것으로 나타났다. A blisk with rotor shroud is usually adopted in LRE turbine to maximize its performance. However it experiences severe thermal load and resulting damage during engine stating and stop. Shroud splitting is devised to relieve thermal stress on the turbine rotor. Structural analysis confirmed the reduction of plastic strain at the blade hub and tip. However, split gap at the rotor shroud entails additional tip leakage and results performance degradation. In order to assess the effect of shroud split on the turbine performance, tests have been performed for various settings of shroud split. For the maximum number of shroud splitting, measured efficiency reduction ratio was 2.65% to the value of original shape rotor.
문윤환(Yoonwan Moon),정은환(Eunhwan Jung) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5
액체로켓에서 엔진의 시동은 산화제와 연료를 연소기에 매우 짧은 시간의 차를 두고 주입하여야 하며, 이때 주입시간의 간격, 점화기 작동 지연 등은 방대한 량의 추진제 혼합물에 에너지를 인가함으로서 대형 폭발로 이어질 수 있는 상황이 된다. 그러므로 각 추진제의 천이특성과 연소기 또는 가스발생기의 유입 시점을 측정하는 것은 매우 중요하며, 상대적으로 느린 응답 특성을 갖는 정압으로는 유입시점을 관측하기에는 어려움이 많으므로 추진제 유로를 따라 동압을 측정하여 보다 정확한 유입시점을 찾을 수 있었다. When a liquid rocket engine is started the oxidizer and fuel must be flowed into combustion chamber and gas generator with time differences. The wrong time difference between propellants or malfunction of ignition device can occur the explosion of combustion chamber due to detonation by energized premixed-propellants. Therefore it is important to observe the transient characteristic of propellants or to measure the inflow time of propellants into combustion chamber and gas generator. The measurement of static pressure is not enough to observe the propellants inflow time into combustion chamber and gas generator. By measuring dynamic pressure of main flow passage of propellants the accurate propellants inflow time could be investigated.
김철웅(Cheulwoong Kim),정은환(Eunhwan Jung) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
급변하고 있는 우주개발 환경과 민간우주업체의 참여로 날로 격화되는 우주상업시장의 요구에 맞추어 각국의 연구기관과 업체들은 새로운 엔진 개발을 진행 중에 있다. 특히 미국에서는 발사체 1단용으로 천연가스나 메탄을 추진제로 사용하는 엔진의 개발 붐이 일고 있고, 시간과 제작비용을 감소하기 위하여 3-D 프린팅을 이용한 엔진부품 생산이 진행되고 있다. 러시아, 우크라이나 및 중국은 구소련의 엔진기술의 활용하여 추력과 신뢰성을 향상시키는 방향으로 엔진을 개발하고 있다. Rocket engine manufacturers in the world have been developing new engines to meet rapidly changing space development environment and demands of the launch business market. Especially in the U.S.A the rocket engines which use the natural gas or methane as fuel are under development and 3-D printing technology is used in production of rocket engine parts for time and cost saving. The engine development trend in Russia, Ukraine and China is the improvement of engine’s thrust and reliability by maximum utilization of Soviet space technologies.