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        • 한국형발사체 3단 엔진 고공 시험용 초음속 디퓨저 축소형 모델 시험

          김승한(Seung-Han Kim),이광진(Kwang-Jin Lee),소윤석(Yun-Seok So),한영민(Yeoung-Min Han),김종규(Jong-Gyu Kim),강동혁(Dong-Hyuk Kang),김현준(Hyun-Jun Kim),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11

          한국항공우주연구원은 한국형발사체 3단용 7톤급 엔진 개발을 위한 3단 엔진 연소시험설비를 구축할 계획이다. 본 논문은 3단 엔진 연소시험설비 고공모사시스템 중 초음속 디퓨저 설계 평가를 위해 3단엔진 연소기의 1.4톤급 축소형 모델을 이용한 초음속 디퓨저 연소 시험 결과를 제시하였다. 실험 결과 축소형 연소기 노즐 확대비 94.5에 대해 노즐 내부에서 유동박리가 발생하지 않는 수준으로 노즐 배압이 형성되어 초음속 디퓨저의 요구 성능을 만족함을 확인하였다. 본 연구 결과는 한국형발사체 3단 엔진 연소시험설비 고공 환경 모사시스템 개발에 활용될 예정이다. Korea Aerospace Research Institute (KARI) has plan for constructing rocket engine test facility for the development of the 3rd stage liquid rocket engine for KSLV-II. This paper describes the firing test results of sub-scale supersonic diffuser, using 1.4 tonf-level sub-scale combustion chamber of 3rd stage engine, for the design evaluation of supersonic diffuser of altitude simulation system for 3rd stage engine test facility. This study showed that nozzle back pressure was maintained low enough to prevent flow separation in the expansion nozzle ratio of 94.5 and key design requirement of supersonic diffuser was met. This results will be used for the development of altitude simulation system of KSLV-II 3rd stage engine test facility.

        • 한국형발사체 추진운용 전자분야 시퀀스시험 방안

          임유철(You-Chol Lim),장민호(Min-Ho Jang),마근수(Keun-Su Ma) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.11

          2021년 발사목표로 한국형발사체(KSLV-II) 개발이 진행중에 있다. 한국형발사체는 3단형 액체엔진 발사체로 단별로 제작, 점검, 인증시험을 통해 단별 검증을 완료한 후 전기체 상태에서 발사대 인증을 포함한 최종 점검을 수행하게 된다. 조립후 점검과정에서 일차적으로 시퀀스 시험을 수행하게 되는데 액체엔진은 고체엔진과 달리 시퀀스 시험시 추진운용에 대한 압력 및 소진센서에 대한 신호모사가 요구된다. 이에 본 논문에서는 단별로 탑재되는 추진운용장치에 센서모사장치를 연결한 후 랜(LAN)통신을 이용하여 원격으로 비행시나리오에 따라 추진운용 관련 센서신호를 생성하고 모사하여 시퀀스 시험을 수행하는 방안을 제시하였다. The development of the KSLV-II is under way for the 2021 launch target. The KSLV-II will be a three-stage liquid-engine launch vehicle that will be built, inspected and certified in each stage, then assembled the vehicle to conduct a final test including the certification of the launch pad. Electrical sequence test is first performed during post-assembly inspection. In the case of liquid engine, the simulated signals of the pressure and depletion sensor are required for sequence testing including the propulsion operating part. Therefore, this paper proposed the sequence test scheme using POU test equipment base on LAN communication to generate sensor signals according to the flight scenario.

        • 한국형발사체 7톤급 액체로켓엔진 냉각 특성

          임지혁(Ji-Hyuk Im),유병일(Byungil Yu),이광진(Kwang-Jin Lee),한영민(Yeoung-Min Han) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2020 No.7

          한국형발사체에 사용되는 액체로켓엔진과 같이 극저온 추진제를 사용하는 엔진은 시험 전 시험설비 배관 및 엔진 냉각이 필수적으로 선행되어 엔진 입구 온도를 만족시켜야 한다. 본 논문에서는 한국형 발사체 7톤급 액체로켓엔진의 시험 전 냉각 단계에서 소모되는 액체산소의 양을 확인하였고, 시험설비 배관 및 엔진 냉각특성을 평가하였다. Engine cool down process is necessary for the liquid rocket engines using cryogenic propellants in order to meet the requirement of engine inlet temperature. This paper evaluates the cool down characteristics of oxidizer supply pipeline and engine in prechill process prior to the engine firing tests, and calculate the quantity of liquid oxygen consumption.

        • 중국의 연구 사례를 통한 개방형 액체로켓엔진의 고장진단 기법 분석

          이계림(Kyelim Lee),차지형(Jihyoung Cha),고상호(Sangho Ko) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5

          본 논문은 액체로켓엔진의 건전성 감시 및 관리기법에 대한 연구 동향을 소개한다. 이를 위하여 실제 액체로켓엔진에 연구 및 적용되었던 고장진단 알고리즘을 조사하였다. 특히 한국형발사체(Korea Space Launch Vehicle Ⅱ, KSLV-Ⅱ)에 적용하기 위해 한국형발사체 로켓엔진과 같은 구조인 개방형 액체로켓엔진에 적용된 알고리즘을 조사하였다. 이러한 과정을 통해 적용된 사례들의 특징을 따로 세분화하고, 한국형발사체 로켓엔진과 비슷한 중국의 개방형 액체로켓엔진들의 고장진단 기법 특징들을 분석하였다. 나아가 2019년에 발사를 목표로 하는 한국형발사체에 적용시키기 위해 고려해야 할 사항에 대하여 토론하고자 한다. This paper deals with a survey on the recent research activities regarding health monitoring and management for liquid rocket engines. For this, we investigate the precedent techniques applied to Liquid Rocket Engine(LRE) developed. Particularly, we focus on open-cycle LRE to apply to KSLV-Ⅱ (Korea Space Launch Vehicle Ⅱ). Through this work, we subdivide health monitoring algorithms and analyze fault detection and diagnosis algorithm developed in china, since china researched open-cycle liquid rocket engine which have same cycle with KSLV-Ⅱ rocket engine. Then, we discuss some important points to be considered to the development of the KSLV-Ⅱ.

        • 한국형발사체 75톤 액체로켓엔진 PSD 제작방식과 검증

          엄재익(Jae Ik Um),이수호(Soo Ho Lee),이한주(Han Ju Lee),심수철(Su Cheol Shim) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5

          한국형발사체 1단과 2단의 75톤급 액체로켓엔진 산화제 공급배관에 포고억제장치 즉 PSD가 설치된다. 한국형발사체 배관 구성품을 제작에 용접과 성형방식 등 다양한 방법이 소개 되어 왔다. 여기에는 충분한 검증작업을 요하게 된다. 본 논문에서는 PSD 제작 방식을 소개하고, 진동시험을 비롯한 검증시험 결과를 소개한다. 그리고 여기서 발생한 문제점을 통해 PSD의 제작 방식을 개선하는 과정을 포함하였다. In terms of KSLV-II with 75 tone liquid rocket engines on 1<SUP>st</SUP> and 2<SUP>nd</SUP> stage, PSD(POGO Suppression Device)s are installed on LOx feed lines. Many of methods for manufacturing of pipe components are proposed such as welding and foaming. This paper introduces the manufacturing methods and inspection results with the vibration test for the PSD. And it has modified processes of manufacturing of the PSD considering problems of the inspection.

        • 한국형발사체 클러스터드 엔진 저부 단열 개념 설계

          김성룡(Seong Lyong Kim),김인선(Insun Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11

          한국형발사체 1단에 적용될 4기의 노즐을 이용한 클러스터드 엔진은 플룸 간섭과 역류로 인해 기체의 기저부에 상당한 가열을 일으키고 기체의 안정성에 영향을 끼친다. 단기의 엔진에 적용되는 기저부 단열 시스템은 클러스터드 엔진에 적용할 수 없으므로 본 연구에서는 기저부를 보호할 수 있는 단열 시스템을 구현하여 타당성을 검증하고자 하였다. 단열 시스템은 기저부를 보호하는 고정식 단열 패널과 노즐의 구동을 가능케 하는 유연 단열시스템으로 구성되며 각각은 플룸의 복사열과 대류열을 차단하여 보호하는 기저부 내부를 일정 온도 이하로 유지하도록 한다. The exhausted plumes of clustered engine for KSLV-II heat the vehicle base up via plume radiation and convection severer than that of the single engine. Because the traditional insulation material for the single engine can not be applicable to the clustered engine, the more intensified thermal protection system is needed to guarantee the thermal stability of the vehicle. The thermal protection system is composed of the fixed insulation panel attached to the vehicle base and the flexible thermal blanket capable of protecting the base during the nozzle movement. The present paper deals with the conceptual design of the thermal protection systems, and estimate their validity.

        • 한국형발사체 75톤급 엔진 개발 시험

          김승한(SeungHan Kim),김성룡(SeungRyong Kim),김성혁(SungHyuk Kim),김채형(ChaeHyung Kim),서대반(DaeBan Seo),우성필(SeongPil Woo),유병일(ByungIl Yu),소윤석(YoonSeok So),이광진(KwangJin Lee),이승재(SeungJae Lee),이정호(JungHo Lee),임지혁(Ji 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12

          한국형발사체 1단 엔진 개발을 위한 엔진시스템 시험으로 액체산소-케로신을 추진제로 하는 75 톤급 액체로켓엔진의 연소 시험이 수행되었다. 한국형발사체 1단용 75 톤급 엔진시스템 시호기를 이용하여 연소기, 터보펌프, 가스발생기, 파이로 구성품 및 공급계 부품을 포함하는 엔진시스템 연소시험 결과를 소개한다. 액체산소-케로신 추진제 엔진시스템의 시동 절차를 개발하기 위해 실추진제를 이용한 연소 조건에서의 엔진시스템의 시동 및 점화, 정상 구간 작동, 종료가 성공적으로 수행되었다. 75톤급 엔진 연소시험 결과는 한국형발사체 1단용 엔진시스템 설계 개선에 활용될 예정이다. As a first phase of the 75 tonf LOx/Kerosene liquid rocket engine development for KSLV-II first Stage Engine, hot firing test of 75 tonf engine are performed. The results of firing test on first stage 75-tonf engine system including combustion chamber, turbopump, gas generator, propellant supply system are presented. For the development of startup sequence of LOx-Kerosene engine system, engine startup using pyrostarter, ignition of gas generator, steady operation and engine shutdown is successfully performed. The results of hot firing test of 75 tonf thrust engine system will be used for the determination of startup sequence of 75 tonf engine system for KSLV-II first Stage.

        • 한국형발사체 1단 기체공급계용 체크밸브 개발

          정용갑(Yonggahp Chung) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.11

          한국형발사체의 1단 추진기관시스템에서는 유체의 역류를 방지하거나 제한하여 한 방향으로만 유체가 흐르게 제어하기 위하여 체크밸브를 사용한다. 한국형발사체의 1단 추진기관시스템에서는 추진제인 산화제로는 액체 산소(LOX)가 사용되고 연료로는 케로신이 사용된다. 가압제용 헬륨 가스는 극저온 액체 산소 탱크 내에 설치된 가압제 용기에 저장되고 퍼지용 헬륨 가스는 상온으로 용기에 저장된다. 본 연구에서는 한국형발사체의 1단 추진기관시스템에 적용되는 체크밸브 개발에 대해 고찰하였다. The check valves are used to allow free flow in one direction and to prevent or restrict reverse flow in KSLV-II first stage propulsion system. Liquid oxygen(LOX) as the oxidizer and kerosene as the fuel are used for the propellant in KSLV-II first stage propulsion system. The helium gas for the pressurant is stored in pressurant cylinders inside the cryogenic liquid oxygen tank and the helium gas for the purge is stored in room-temperature cylinders. In this study, the development of check valve for KSLV-II first stage propulsion system was considered.

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