http://chineseinput.net/에서 pinyin(병음)방식으로 중국어를 변환할 수 있습니다.
변환된 중국어를 복사하여 사용하시면 됩니다.
이종률(Jonglyul Lee),김인태(Intae Kim),김수겸(Sukyum Kim),한조영(Choyoung Han),유명종(Myoungjong Yu),김기로(Kiro Kim),변도영(Doyoung Byun) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11
한국형 달착륙선 개발을 위한 기초연구로 달착륙선 지상시험용 추진시스템의 개발을 진행 중이다. 착륙선의 하강을 위한 추력기는 200 N 급으로 설계유량 100 g/s, 연소실 압력 200 psi, 진공추력 220 N을 목표로 설계/제작 하였다. 연소시험을 위해 LM guide(Linear Motion Guide)를 이용한 추력시험장치를 꾸며 연소시험을 수행하였으며, 그 결과 연소실 압력 210 psi 일 때 유량은 96.1 g/s가 흘렀으며 그에 따른 추력은 약 160 N으로 측정되었다. As a basic research for the development of Korean lunar lander, propulsion system development for ground test is in progress. Thrust for descent is 200 N class. Design target is 220 N in vacuum thrust at 100 g/s flow rate, 200 psi chamber pressure. For ground test, thrust measurement system using LM guide was developed and test was performed. The result shows 160 N thrust in atmosphere condition at 210 psi chamber pressure.
이종률(Jonglyul Lee),최지용(Jiyong Choi),전형열(Hyoungyoll Jun),한조영(Choyoung Han),김수겸(Sukyum Kim),원수희(Suhee Won) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5
한국형 달착륙선의 상승ㆍ하강을 위한 추력기는 지상추력 220 N 급으로 유량 130 g/s, 연소실 압력 200 psi 로 설계하여 시험용 반응기를 제작하였다. 인젝터 타잎에 따른 반응속도 및 촉매대 길이에 따른 압력강하 성능을 살펴보았다. LM guide(Linear Motion Guide)를 사용하여 수평방향 추력을 측정하였으며, 초당 126.6 g 의 연료가 흐를 때 214.1 N 의 추력이 측정되었다. 이 때의 촉매대 압력강하는 49.3 psi, 비추력은 172.4 sec로 나타났다. As a basic research for the development of Korean lunar lander, propulsion system development for ground test is in progress. Design target is 220 N in ground thrust at 130 g/s flow rate, 200 psi chamber pressure. For the performance improvement, two type injector and catalyst bed was designed. For ground test, thrust measurement system using LM guide was developed and test was performed. The result shows 214.1 N thrust in atmosphere condition at 126.6 g/s flow rate.
저궤도위성 광학탑재체의 지상 열진공 시험을 위한 예비 열해석
이종률(Jonglyul Lee),허환일(Hwanil Huh),김상호(Sangho Kim),장수영(Su-Young Chang),이덕규(Deog-Gyu Lee),이승훈(Seung-Hoon Lee),최해진(Hae-Jin Choi) 한국항공우주학회 2011 韓國航空宇宙學會誌 Vol.39 No.5
인공위성의 열제어는 인공위성이 운용궤도상에서 겪는 고진공, 극한의 온도변화 환경에서 위성 구성품의 온도변화를 허용한계 온도 범위 내에서 유지하는데 목적이 있다. 본 연구에서는 저궤도 관측위성(LEO)의 광학탑재체에 대한 열해석 과정으로 열진공 시험 조건, 열진공 챔버의 형상, 위성 탑재체 내부의 열적 환경을 고려하여 열해석 모델을 구성하고 궤도 조건에 따른 열해석을 수행하였다. 또한 광학탑재체의 지상 열진공 시험 조건에 따른 열해석 수행하여 열진공 시험을 위한 시험조건을 정립하였다. The purpose of satellite thermal control design is to maintain all the elements of a spacecraft system within their temperature limits for all mission phases. The thermal analysis model for Low Earth Orbit satellite payload level simulation is established by considering thermal vacuum test environment condition, thermal vacuum chamber configuration, and satellite’s payload inner thermal environment. The established thermal analysis model is used to determine thermal vacuum test conditions and test case requirements.
가스발생기 산화제 개폐밸브의 내부 유동특성 및 구조해석에 관한 연구
이종률(Jonglyul Lee),허환일(Hwanil Huh),안양우(Yangwoo Ahn) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회지 Vol.13 No.6
The purpose of using Gas Generator Oxidizer On/Off Valve(GOV) is to control opening and closing of oxidizer mass flow. This paper describes analytical results of flow and structural properties for four different GOV models, using commercial software such as Fluent(Ver. 6.3.26) and NASTRAN(2005 r.2), PATRAN(2005 r.2). Analytical results show that GOVs could generate 2.3~3.8 ㎏/s of oxidizer mass flow rate and come up with 1.09~1.42 of safety factor.
김혜환(Hyehwan Kim),이종률(Jonglyul Lee),이재원(Jaewon Lee),김수겸(Sukyum Kim),원수희(Suhee Won),전형열(Hyoungyoll Jun) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
소형 액체 추진시스템의 Clustering에 의한 영향을 알아보기 위해 한 개의 배관에서 5개의 라인으로 분기되는 배관시스템을 설계하였으며, 배관 유동해석 프로그램인 Flowmaster를 이용하여 유동해석을 진행하였다. 배관 끝단 밸브가 닫힘에 의해 운용압의 2.5배 이상의 압력 peak값을 예측할 수 있었으며, 압력 peak값을 낮춰주기 위해 accumulator를 두어 peak값을 운용압의 1.6배 정도로 낮출 수 있었다. 배관 유동특성을 검증하기위해 유사환경을 모사한 수류시험 장치를 만들어 수류시험을 통해 해석결과가 적절함을 확인할 수 있었다. Piping was designed for researching cluster effect on small liquid propulsion system. Analysing by the Flowmaster S/W, expected pressure peak, caused by closing flow control valve, was 2.5 higher than nominal operating pressure. To reduce the pressure peak, Accumalator was installed on the pipe line and it showed reduced pressure peak as much as 1.6 timed higher than operating pressure. To verify this effect, test bench was manufactured and water flow test was performed. And the result showed validity of analysis.
윤동익(Dongik Yun),강완규(Wankyu Kang),이용우(Youngwoo Lee),이종률(Jonglyul Lee),허환일(Hwanil Huh) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.11
추진시스템의 추력제어를 목적으로 50 N급 PE(폴리에틸렌)-GOx(기체산소) 하이브리드 로켓을 제작하고, 기체산소의 질유량을 변화시켰다. 기초실험 결과, 기체산소의 질유량 제어를 통한 하이브리드 로켓의 추력제어 가능성을 확인하였다. In order to control thrust of propulsion system, we built the 50 Newton level PE-GOx hybrid rocket, and changed the mass flow rate of GOx. From the preliminary experiential results, we could see possibility of controlling thrust of hybrid rockets by controlling mass flow rate of GOx.