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가스발생기와 터빈배기부 열교환기 연계시험을 위한 설비 구성 및 성능시험
강동혁(Donghyuk Kang),임병직(Byoungjik Lim),김종규(Jonggyu Kim),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.12
열교환기의 열유동 특성 평가를 위해 가스발생기와 연계한 연소시험이 연소기 연소시험설비에서 수행되었다. 극저온 헬륨을 이용하여 6번의 연소시험을 수행하였으며, 연소시험 결과 열교환기 시험조건과 비교하여 5%이내의 오차를 확인하였다. 본 논문에서는 열교환기 열유동 특성 평가를 위한 설비구성과 열교환기 시험결과를 분석하여 시험설비의 성능에 관한 사항을 기술하였다. In order to evaluate the thermal flow characteristics of the heat exchanger, coupled hot firing tests of gas generator were carried out in a Combustion Chamber Test Facility. The six hot firing tests were carried out using cryogenic helium and it has been found within 5% errors between the measured results by hot firing test condition and hot firing test results. This paper describes facility configuration for evaluating the thermal flow characteristics of the heat exchanger and capability of test facility using analyzed hot firing test results of heat exchanger.
75톤급 액체로켓엔진 케로신 냉각 연소실 수류시험 및 점화시험
강동혁(Donghyuk Kang),임병직(Byoungjik Lim),안규복(Kyubok Ahn),서성현(Seonghyeon Seo),한영민(Yeoung-Min Han),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.5
한국항공우주연구원에서는 30톤급 액체로켓엔진 연소기 개발 기술을 바탕으로 설계?제작된 75톤급 기술검증시제의 수류시험 및 점화시험을 수행하였다. 수류시험을 통해 시험설비 공급라인의 수력학적 특성 및 냉각 케로신 충전시간을 파악하였다. 수류시험 결과로 점화절차를 결정하여, 점화시험을 성공적으로 수행하였다. 점화시험을 통해 획득한 자료와 시험 기법은 향 후 연소시험을 위해 활용될 것이다. The Cold flow and ignition tests have been performed for a technology demonstration model of 75-tonf liquid rocket engine thrust chamber which was designed and manufactured on the basis of the previous development experience of a 30-tonf liquid rocket engine thrust chamber. The hydrodynamic characteristics of the facility supply pipelines and the filling time of the cooling kerosene were obtained through the cold flow tests. The ignition cyclogram was determinded using the results and the ignition test was successfully carried out. The acquired data and test technique of present ignition test will be used in hot firing tests.
Cavitating venturi의 유량공급 특성에 관한 연구
강동혁(Donghyuk Kang),안규복(Kyubok Ahn),임병직(Byoungjik Lim),한상훈(Sanghoon Han),최환석(Hwan-Seok Choi),서성현(Seonghyeon Seo),김홍집(Hongjip Kim) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5
본 연구에서는 하류의 압력 변동이 있을 때 cavitating venturi에 의한 유량 제어 성능을 평가하였다. 이를 위해 액체로켓엔진 연소시험설비에 적용할 cavitating venturi를 설계, 제작하였다. Cavitating venturi에 대한 실험과 수치해석을 수행하여 유량 특성을 분석하고 그 결과를 제시하였다. The flow rate control through cavitating venturi with downstream pressure fluctuation has been investigated. A set of cavitation venturies for a liquid rocket engine thrust chamber firing test facility have been designed and fabricated. The flow characteristics of the cavitation venturies have been investigated by experiment and computational analysis and the results have been presented.
3가지 점화 형식에 의한 액체로켓엔진 연소기의 점화 특성 연구
강동혁(Donghyuk Kang),김종규(Jonggyu Kim),김현준(Hyeon-Jun Kim),임병직(Byoungjik Lim),김문기(Munki Kim),황도근(Dokeun Hwang),주성민(Seongmin Joo),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5
액체로켓엔진에는 자연발화 점화추진제, 가스토치 점화기, pyrotechnic 점화기와 같은 3가지 종류의 주요 점화 방법이 있다. 본 연구에서는 한국형발사체 3단 엔진용 연소기 개발시험에 3가지 종류의 점화 방식을 적용하여 점화시퀀스를 검증하였다. 점화방식 모두 0.3 sec 이내에 정상 연소압에 도달하였다. 검증된 점화시퀀스를 사용하여 액체로켓엔진 연소기 연소시험을 성공적으로 수행하였다. There are three main types of ignition methods such as hypergolic fuel, gas torch, and pyrotechnic igniter for a liquid rocket engine. In this paper, the ignition sequences for 3<SUP>rd</SUP> Engine Combustor of Korea Space Launch Vehicle using ignition methods were verified. All ignition methods have reached an operating pressure during 0.3 s in the combustion chamber. Hot-firing tests for a liquid rocket engine combustor have been successfully performed using a verified ignition sequence.
강동혁(Donghyuk Kang),김현준(Hyeon-Jun Kim),임병직(Byoungjik Lim),김문기(Munki Kim),김종규(Jong-gyu Kim),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5
소형연소시험설비에서 가스발생기 시험 시 생성되는 연료 과농의 미연가스를 안전하게 처리하기 위하여 후연소 시스템을 적용하였다. 후연소 시스템은 O₄와 CH₂를 가스 토치로 공급하여 점화 시킨 후 미연가스를 연소시킨다. 본 논문에서는 한국형발사체 7톤급 가스발생기의 full duration 시험을 수행하기 위한 후연소 시스템의 개량과 연소시험 결과를 기술하였다. 개량된 후연소 시스템을 이용하여 full duration 시험을 성공적으로 수행함으로서 작동성과 안정성을 검증하였다. An afterburning system was applied to safely treat unburnt gases of fuel-rich condition discharged by a gas generator at a Model Rocket Engine Test Facility. The afterburning system burns the unburnt gas by the gas torch that is supplied the Oxygen(O₂) gas and Methane(CH₄) gas. The paper describes modified the afterburning system and the results of hot firing test of 7-tonf class gas generator for KSLV-II. Operation and safety of the improved afterburning system were verified by performing hot firing test of full duration.
강동혁(Donghyuk Kang),김문기(Munki Kim),김현준(Hyeon-Jun Kim),임병직(Byoungjik Lim),김종규(Jong-gyu Kim),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
한국형발사체 75톤급 연소기 연소 안정성 평가시험에 적용할 펄스건 용량을 결정하기 위해 비연소조건에서의 펄스건 기폭시험을 수행하였다. 본 논문에서는 7톤급 연소기 개발에서 수행되었던 펄스건 시험결과를 검토하고 75톤급 모델 연소실의 설계와 이를 이용한 펄스건 기폭시험 결과를 나타내었다. 펄스건 시험 결과로 부터 75톤급 연소기를 위한 펄스건 용량을 결정하였다. Pulse-gun ignition tests were performed in non-firing conditions to determine the gunpowder weight of the pulse-gun for combustion stability rating test of a 75 tonf-class thrust chamber for the KSLV-Ⅱ. The paper examines the results of pulse-gun tests carried out in the development of 7 tonf-class thrust chambers, and presents the design of a 75 tonf-class model combustion chamber and the results of pulse-gun ignition tests using a model combustion chamber. The gunpowder weight of the pulse-gun for a 75 tonf-class thrust chamber has been determined based on the pulse-gun tests.