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- 저자 : 길경섭(Gyoungsub Kil) (검색결과 7 건)
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필라멘트 와인딩으로 제작된 킥모터 연소관의 파열 성능 시험
이무근(Mookeum Yi),길경섭(Gyoungsub Kil),조인현(Inhyun Cho),박재성(Jaesung Park),김중석(Joongsuk Kim) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.5
필라멘트 와인딩으로 제작된 고체 모터 연소관의 파열특성을 확인하기 위한 해석 및 수압시험을 수행하였다. 본 연소관의 파손 요구조건으로서 운용 중 최대 예상압력(MEOP)의 1.5배 이상의 압력에서 실린더 파손이 일어나야함을 제시하였다. 해석 결과 연소관 내부의 압력이 2088psig 일 때 실린더 파손이 일어나는 것으로 나타났으며 수압시험을 수행하여 2200psig 수준에서 실린더가 파열됨을 검증하였다. 두 결과를 통하여 파열 요구조건을 만족하는 것을 알 수 있다. Both structural analysis and hydraulic test have been conducted to confirm the burst characteristics of filament wound solid motor case. Failure criteria have been defined with bursting above 150% of MEOP and failure in the cylinder. The results of analysis showed that filament fiber in the cylinder should be broken at about 2088psig. From a hydraulic test the same failure mode and the level of 2200psig of burst pressure have been proved. With these results, it is verified that a filament wound case meets burst requirements.
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장제선(Jang, JeSun),길경섭(Kil, GyoungSub),한상엽(Han, SangYeop),박종호 한국항공우주연구원 2012 항공우주기술 Vol.11 No.2
우주발사체의 액체추진공급시스템에서 사용되는 연료 벤트/릴리프밸브는 안전밸브의 조합체로 지상에서 연료를 주입할 때와 비행 중에 추진제 탱크의 과압을 해소하는 역할을 한다. 벤트/릴리프밸브는 구동가스 공급에 의해 벤트밸브를 작동시키는 벤트모드와 설정된 압력을 유지하기 위해 자동으로 밸브를 개폐하는 릴리프모드로 작동한다. 본 논문에서는 해외발사체에 사용된(Saturn) 벤트/릴리프밸브 샘플을 이용하여 한국형발사체의 규격에 적용한 밸브 설계를 검토하였다. 또한 설계 검증 및 기본적인 작동 특성을 분석하기 위해 AMESim 상용코드를 이용하여 해석 모델을 구성하였다. 밸브 모델을 이용해서 동특성 해석을 수행하여 설계 변수에 대해 밸브 개폐 작동시간, 작동성능, 개폐압력을 예상하였다. 이를 통해 연료 벤트/릴리프밸브 설계변수에 따른 작동성을 파악하여 시제품 제작 전 의상세설계 및 설계 경계조건을 제시하였다. A vent-relief valve performs as a safety-valve assembly for liquid propellant feeding system of space launch vehicle, which relives pressurant propellant tanks during the filling and the flight. At vent mode, valve is opened and closed by driving pneumatic pressure, and at relief mode, valve is automatically operated to set relief pressure. In this study, we have analyzed a basic layout of vent-relief valve which is designed using foreign LVs(Saturn) to satisfy requirements of Korean Space Launch Vehicle. The simulation model of vent-relief valve is designed by using the AMESim code to verify design parameters and evaluate pneumatic behaviors of valve. In this study, we performed dynamic characteristic simulations on design parameters. And we could predict opening/closing time and pressures, operating performances on design parameters. Using this results, we could suggest detail design and boundary conditions of design.
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권오성(Ohsung Kwon),김병훈(Byunghun Kim),길경섭(Gyoungsub Kil),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11
추진제탱크 내의 극저온 추진제는 발사체의 비행 과정동안 주변으로부터 에너지를 흡수하여 온도가 상승한다. 비행 종료 시점에 있어 터보펌프 입구 요구조건 이상으로 온도가 상승된 추진제는 사용할 수 없는 잔류추진제로 남게 된다. 본 논문에서는 극저온 추진제 상층부의 온도변화를 살펴보기 위하여 추진제 표면 근처에서의 열전달계수를 구해보고자 하였다. 추진제 상층부의 열전달을 전도로 단순화하여 열전달계수를 예측하는 방법을 제시하였다. 이를 통해 얻어진 추진제 상층부의 온도를 시험데이터와 비교하여 열전달계수 예측 방법의 적용 가능성을 확인하였다. The temperature of cryogenic propellant in the propellant tank increases during flight due to heat input from surroundings. The propellant which temperature rises up over the required condition of turbo-pump remains as unusable propellant at the end of flight. In this paper the estimation method of the heat transfer coefficient at the upper layer of cryogenic propellant was presented. The heat transfer mode at the propellant upper layer was considered as conduction. Temperature distributions near propellant surface obtained from heat transfer coefficient were compared with test data to show the possibility of this method.
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조인현(InHyun Cho),김병훈(ByungHun Kim),고현석(Hyeonseok Koh),길경섭(GyoungSub Kil),이무근(MooKeun Yi),이원복(Won Bok Lee) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5
2013년 1월 30일 우리나라 최초 우주발사체인 KSLV-I(나로호)가 성공적으로 발사되었다. 나로호 1단부 추진기관은 러시아 액체 추진기관을 , 상단부 추진기관(킥모터)은 우리나라에서 고체추진기관으로 개발하였다. 본 연구에서는 나로호 상단 추진기관인 킥모터의 주요 비행시험결과를 정리하였다. Korea"s first space launch vehicles KSLV-I(Naro) was successfully launched at the January 30, 2013. The first stage propulsion system of Naro has been used the Russian liquid propulsion system, but the upper propulsion (kick motor) has developed as a solid propulsion . In this study, major flight test results of the Naro kick motor has been reviewed.
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이동원(Dongwon Lee),이원복(Wonbok Lee),고현석(Hyeonseok Koh),길경섭(Gyoungsub Kil) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.5
일반적으로, 고체로켓모타에 대한 지상연소시험을 실시할 경우, 연소관 내부의 압력을 계측하기 위해 압력 계측용 배관에 기름을 채우고 그 끝에 압력센서를 연결하여 사용한다. 통상적으로 사용되어지는 이 방법은 지상연소시험을 실시할 경우에는 특별한 문제가 되지 않으나, 고고도 환경에서 점화되는 고체로켓모타의 압력계측은 배관 기름의 누출로 인한 점화성능 저하가 문제시된다. 이는 배관의 부착 위치가 통상적으로 전방 점화기 부위인 것에 기인한 것이며, 이러한 문제를 해결하기 위하여 본 논문에서는 기름을 사용하지 않는 압력배관을 어떻게 설계하고 검증하였는지에 대해 기술하도록 하겠다. When someone measuring for pressure of a Solid Rocket Motor(SRM) at Static Firing Test, generally, used with pressure tube to be filled in Oil. But, if you used pressure tube with oil, you were worried about possibility of spilled oil when you measured pressure in SRM at high altitude environment. Because it usually connected at ignitor. In this paper, We described how to make a pressure tube without oil and matters to be attended to design it.
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