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- 저자 : 유병일(Byung-il Yu) (검색결과 28 건)
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KSLV 추진기관 종합시험설비 피해 사고 예측 모델 해석
이정호,강선일,유병일,김용욱,조상연,오승협,Lee, Jung-Ho,Kang, Sun-Il,Yu, Byung-Il,Kim, Yong-Wook,Cho, Sang-Yeon,Oh, Seung-Hyub 한국항공우주연구원 2005 항공우주기술 Vol.4 No.2
According to the KSLV program of KARI, it is planed to develop various launch vehicle and satellite 10 years hereafter. Large-scale test facilities, such as ReTF and PTA-II, are needed to fulfill this launch vehicle/satellite development project. The authors intend to arrange and describe various indexes that are needed in test facility design, construction and operation process. This technical paper is describing model analysis of damage prediction of accident in KSLV Integrated Propulsion System Test Facility based on propellant storage quantity and layout. In addition, the result can be used to produce safer design of test facility.
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강선일(Sun-Il Kang),유병일(Byung-Il Yu),오승협(Seung-Hyub Oh),이효근(Hyo-Keun Lee),V. A. Bershadskiy 대한기계학회 2006 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2006 No.6
This paper describes the specifications of fuel and gas properties and its analysis methods for Launch Vehicle operation. It can be used design requirements of Chemical Analysis Laboratory which will be settled in NARO Space Center. The objectives of KSLV(Korea Space Launch Vehicle) is putting small satellite in LEO(Low Earth Orbit) and it can be attained when the propulsion characteristics are controlled precisely. To do that, the properties of propellant and gas will be checked and maintained during produce, transfer, storage and supply. Chemical Analysis Laboratory of NARO Space Center will be performed key role in keeping the property as good as high reliability operation requirements of Launch Vehicle.
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영상처리 기반 AMR의 자율 주행 중 슬립 현상 감지 및 보정 시스템
오준석(Jun-Seok Oh),예병우(Byung-Woo Ye),김관욱(Kwan-Wook Kim),유병일(Byeong-il Yu),김민영(Min-Young Kim) 대한전자공학회 2024 대한전자공학회 학술대회 Vol.2024 No.6
본 논문에서는 AMR(Autonomous Mobile Robot)이 자율 주행 중에 발생할 수 있는 주요 문제인 슬립 현상에 대한 새로운 해결 방안을 제안합니다. 기존의 기술들은 대부분 시각적 관찰에 의존하여 AMR의 슬립을 감지하며, 이는 사용자가 계속해서 모니터링해야 하는 번거로움을 수반합니다. 이에 대한 해결책으로, 본 논문에서는 지도와 LiDAR 데이터를 결합하여 슬립을 실시간으로 감지하고 자동으로 위치를 재조정하는 시스템을 개발하였습니다. 이 시스템으로 AMR은 인간의 개입 없이도 슬립 문제를 독립적으로 해결할 수 있으며, 이는 로봇의 자율성을 크게 향상합니다. 본 연구는 안정적인 자율 주행을 보장하며, AMR의 효율적인 운용에 기여할 것을 기대합니다.
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액체로켓엔진 성능 및 냉각특성 연구를 위한 연소시험장치 개발
김동환(Dong-Hwan Kim),이성웅(Sung-Woong Lee),유병일(Byung-Il Yu) 한국항공우주학회 2006 한국항공우주학회지 Vol.34 No.2
액체로켓엔진의 성능 및 냉각특성 연구를 위한 연소시험장치를 개발하였다. 본 시험장치는 액체산소와 kerosene을 추진제로 사용하는 추력 1.0 KN 이하의 액체로켓엔진의 성능 및 냉각 특성연구가 가능하며, 실제 연소시험을 통해 정상적인 작동을 확인하였다. 향후 액화천연가스와 천연가스를 사용하는 로켓엔진의 시험 및 재생냉각시험이 가능토록 설비 개량을 실시할 예정이다. Combustion test facility for liquid rocket engine using kerosene and liquid oxygen has been developed for the purpose of cooling and performance study. Test engine of thrust under 1.0 KN can be evaluated, and the real combustion test ensures a good operation of the combustion test facility. Combustion test facility will be modified to supply natural gas and liquefied natural gas as fuel and to give a regenerative cooling test.
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고체추진제 가스발생기를 이용한 축소형 고공환경모사 시험
김용욱(Yong-Wook Kim),이정호(Jung-Ho Lee),유병일(Byung-il Yu),조상연(Sang-Yeon Cho),오승협(Seung-Hyub Oh) 한국항공우주연구원 2008 항공우주기술 Vol.7 No.1
원통형 초음속 디퓨저를 사용하면 추진기관에서 발생하는 고온 연소가스의 모멘텀을 이용하여 비교적 간단하게 안정된 고고도 환경을 모사할 수 있다. 디퓨저를 이용한 고공모사 시험에서 추진기관의 연소시간이 긴 경우, 고온의 연소가스가 디퓨저 내벽면에 직접 닿기 때문에 반복적인 사용을 위해 이 부위에 대한 냉각대책이 필요하다. 디퓨저 내부로 분사되는 냉각수가 디퓨저 작동특성에 미치는 영향을 파악하고자 축소형 연소실험을 수행하였으며, 본 논문은 실험방법과 그 결과에 대해 기술하고 있다. 고체 추진제를 연료로 하는 가스발생기를 이용하여 추진기관을 모사하였으며, 일반 수돗물을 냉각제로 사용하였다. Cylindrical supersonic exhaust diffuser, which utilizes the momentum of high temperature gas exhausted from nozzle, provides simple methods for obtaining stable and low pressure around the propulsion system. Hot zone on which exhausted gas from nozzle exit impinges directly should be cooled to avoid melting of diffuser. This paper describes method and result of subscale high altitude simulation test with water cooling. Subscale gas generator with solid propellant was used for hot gas source and tap water for coolant.
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Flowmaster를 이용한 발사체 액체산소 충전 모드 해석
박순영(Soon-Young Park),김지훈(Ji-hoon Kim),박편구(Pyung-Gu Park),유병일(Byung-Il Yu) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11
액체로켓에 산화제를 충전하는 과정은 크게 산화제 탱크의 냉각, 고유량 충전, 소유량 충전, 온도 보정을 위한 추가 충전으로 나눌 수 있다. 나로호(KSLV-I) 1단의 산화제는 액체산소를 사용하며, 각 충전 모드에 해당하는 유량 및 온도 요구조건이 제시되어 있다. 이러한 유량 및 온도 요구조건을 만족하기 위해서 산화제 공급시스템에는 유량조절용 밸브와 열교환기가 설치되어 있다. 본 연구에서는 발사체 산화제 충전과정에서 정밀한 유량 공급을 위하여 상용 1차원 열-유동 해석 프로그램인 Flowmaster를 이용하여 1차원 유동 시스템 해석을 수행하였다. 아울러 제한된 인증 시험을 통하여 각 모드에서의 유량 조건을 만족시키기 위한 유량제어밸브들의 유량 보정 민감도를 해석적으로 구하였다. The process of charging an oxidizer in the liquid propellant rocket can divide into the cooling of the oxidizer tank, the high flow charge, the small flow charge, and the replenishment charge for the correction of temperature. The oxidizer of the Naro(KSLV-I) first stage uses the liquid oxygen. And the flow rate and the temperature specification corresponding to each charge mode are presented for the requirement. The flow throttling valve and heat exchanger are installed in the oxidizer filling system in order to satisfy this kind of the flow rate and temperature requirement specification. In this research, by using the Flowmaster which is a commercial one-dimension thermo-fluidic analysis program, one dimensional flow system analyses was performed to predict the exact flow rate at each specific mode. Also, the flow rate correction sensitivity of the flow control valves was analytically determined to satisfy the flow condition refinement at each mode within the limited certification test.
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