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정지궤도위성용 한국형 우주발사체를 위한 고성능 상단 엔진 개념 설계
유병일(Byungil Yu),이광진(Kwang-Jin Lee),우성필(Seongphil Woo),임지혁(Ji-Hyuk Im),소윤석(Younseok So),전준수(Junsu Jeon),이정호(Jungho Lee),서대반(Daeban Seo),한영민(Yeoungmin Han),김진한(Jinhan Kim) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
항공우주연구원에서는 정지궤도용 우주발사체에 적용 가능한 고성능 상단 엔진에 대한 선행기술 개발이 진행 중에 있다. 한국형발사체(KSLV)는 GG를 이용한 개방형 사이클 엔진이며 저궤도 위성 발사를 위한 발사체로 향후 정지궤도위성 발사체를 위해서는 이보다 높은 비추력을 가진 고효율의 상단엔진의 필요하게 된다. 이러한 요구조건을 충족시키기 위해 다단 연소방식의 엔진이 필요하며, 본 논문에서는 당 연구원이 진행 중인 다단 연소 사이클 엔진 개념 설계 진행 현황과 향후 계획을 기술하였다. Technology development of the high performance upper stage engine for a GEO KSLV is undergoing in Korea Aerospace Research Institute. KSLV is composed of open cycle engine by GG, that is for the low orbit launch vehicle. But for the future GEO launch vehicle, the high performance upper stage engine which has high specific impulse is required. The staged combustion cycle engine is necessary for this mission. In this paper, current progress and future plan for staged combustion cycle engine development is described.
소윤석(Younseok So),우성필(Seongphil Woo),이광진(Kwangjin Lee),유병일(Byungil Yoo),김진형(Jinhyung Kim),조황래(Hwangrae Cho),방정석(Jeongsuk Bang),한영민(Yeoungmin Han) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
본 논문에서는 9톤급 다단연소사이클 엔진용 산화제 과잉 예연소기 분사기 설계 및 수류시험 결과에 대해 기술하고자 한다. 총 3 종류의 동축 와류 분사기를 설계하고 각 종류마다 12개의 분사기를 제작하였다. 연료 접선홀 직경은 모두 동일하며, 산화제와 연료가 연소되어 발생하는 기체 산화제와 냉각 채널에서 배출되는 액체 산화제 모멘텀의 비에 따라 산화제 과잉 예연소기 분사기의 연소에 어떠한 영향이 있는지를 연구하기 위해 산화제 접선홀의 직경을 다르게 제작하였다. 추후에 산화제 과잉 예연소기를 이용한 파워팩과 연소시험을 통해 검증될 예정이다. 수류시험 결과, 연료 유량은 설계차압을 기준으로 목표값에 도달하였지만, 산화제 유량은 설계 차압을 기준으로 목표값을 넘어서는 결과를 보였다. This paper is described for results of cold flow test and design of injectors for oxidizer-rich preburner applied with 9tonf-class staged combustion engine cycle. The 3 types of coaxial swirl injectors are designed and manufactured. The diameters of fuel tangential hole are same with 0.7 mm. The diameters of oxidizer tangential hole are difference because of momentum ratio which is Gox oxidizer momentum occurred by combustion from mixing of fuel and oxidizer in the injector chamber and Lox oxidizer momentum from cooling channel. It will be confirmed by the powerpack and combustion test of oxidizer rich preburner in later. The results of cold flow test, the fuel flowrate is proper for differential pressure at design point but the oxidizer flowrate is over for differential pressure at design point.
이정호(Jungho Lee),우성필(Seongphil Woo),전준수(Junsu Jeon),서대반(Daeban Seo),김채형(Chaehyoung Kim),이광진(Kwangjin Lee),유병일(Byungil Yoo),한영민(Yeoungmin Han) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
정지궤도 위성 발사를 위한 고성능 상단 엔진으로써 9톤급 다단연소 사이클 엔진의 선행연구가 진행 중에 있다. 현재 다단연소 사이클 엔진에서 주 연소기를 제외하고 예연소기와 터보펌프로 구성된 파워팩 시제가 제작, 설치되었으며 나로우주센터 3단 엔진 연소시험 설비 내에서 연소시험이 진행되고 있다. 다단연소 사이클 엔진 파워팩 시제에 사용된 터보펌프의 규격 및 유공압 라인의 구성을 소개하고, 수행된 파워팩 시동시험 결과를 기술한다. Research of 9 tonf-class staged combustion cycle engine which is high performance upper stage engine for launching geostationary orbit satellite has been conducted. The staged combustion cycle engine powerpack which consists of pre-burner and turbopump without main combustion chamber was installed in combustion test facility of Naro space center and powerpack combustion test has been conducted. The specification of turbopump and configuration of hydraulic lines are introduced in this paper. Also the starting test results are described.