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김채형(Chae-hyoung Kim),한영민(Yeoung Min Han),조남경(Namkyung Cho),김승한(Seung-Han Kim),유병일(Byungil Yu),이광진(Kwang-Jin Lee),소윤석(Younseok So),우성필(Seongphil Woo),임지혁(Ji-Hyuk Im),황창환(Chang Hwan Hwang),이정호(Jungho Le 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5
한국형발사체(KSLV-II) 개발과 함께 지구정지궤도 발사를 위해 비추력이 높은 다단연소사이클 로켓 엔진 개발이 한국항공우주연구원에서 진행되고 있다. 다단연소사이클 로켓엔진은 한국형발사체 엔진과 달리 가스발생기를 사용하는 개방형 엔진이 아니며, 크게 예연소기, 터보펌프, 주연소기로 구성되어 있폐쇄형 엔진이다. 기술검증시제 개발용 모델(TDM0)을 조립하여 나로우주센터의 7톤급 엔진 연소시험 설비에서 연소시험이 진행되고 있으며, 기술검증시제 모델의 연소시험은 성공적으로 수행되었다. 현재 엔진 형상의 TDM1 모델 조립과 연소시험을 위한 준비과정이 진행 중이다. Korea Aerospace Research Institute has being developed a staged combustion cycle rocket (SCCR) engine with high specific impulse to send a 3-ton class satellite into geostationary orbit while conducted Korean Space Launch Vehicle (KSLV) II project. The SCCR engine is different from the KSLV-II engine, which is open cycle engine using a gas-generator. The SCCR engine with closed cycle is composed of a pre-burner, a turbo pump, and a main combustor. The technology demonstration model (TDM0) was assembled and tested in the 7ton-class engine combustion test facility of Naro Space Center, and the combustion test was successfully conducted. Afterward engine-shaped SCCR engine model (TDM1) is being designed and developed for the next combustion test.
한국형발사체 75톤 연소기 기술검증시제(TDM#1) 연소 시험 결과
소윤석(Younseok So),이광진(Kwangjin Lee),김성혁(Sunghyuk Kim),김승한(Seunghan Kim),김채형(Chaehyoung Kim),서대반(Daeban Seo),우성필(Seongphil Woo),임지혁(Jihyuk Im),전준수(Junsu Jeon),조남경(Namkyung Cho),황창환(Changhwan Hwang),한영민( 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5
본 논문에서는 한국항공우주연구원에서 수행한 연소기 연소 시험 중 고주파 연소 불안정이 발생한 시험결과를 반영하여 보수된 TDM#1의 연소 시험 결과에 대해서 기술하고자 한다. 시험 결과, 시험설비에서 시험대상체로의 추진제 공급은 안정적으로 공급 가능하며, 저압 연소시험은 연소 불안정성을 확인하기에는 낮은 연소 압력임을 재확인 할 수 있었다. This paper is described for the test results of repaired combustion chamber TDM#1 after hot firing test which was occurred to the high frequency combustion instability. This test was performed in KARI"s Naro Space Center. The results are as follows. CCTF is possible for the stable supply with estimated propellant flow rates into combustion chamber. The low pressure hot firing test is improper to know the combustion instability of combustion chamber.