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      • 한국형발사체 발사대시스템 산화제공급설비 상세설계

        서만수(Mansu Seo),고민호(Min-Ho Ko),선정운(Jeong-Woon Sun),서현민(Hyun-Min Suh),이재준(Jae Jun Lee),강선일(Sunil Kang) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5

        발사대 시스템의 산화제 공급계(Liquid Oxygen Filling System)는 발사체의 추진제(Propellant) 중 연료의 연소를 위한 산화제(Oxidizer)로 사용되는 액체 산소(Liquid Oxygen)를 저장하고, 발사체 요구조건에 맞게 공급하는 하는 설비이다. 본 논문에서는 한국형 발사체(KSLV-II) 발사대 시스템 상세설계(Critical Design, 2015년 8월에서 2016년 4월, 8개월) 동안 수행된 한국형 발사체 발사대 시스템 추진제 공급설비의 산화제 공급계 설계 내용을 주요 설비 구성에 대하여 구조적 관점으로 소개한다. In this paper, the liquid oxygen filling system (LOXFS) of the launch complex system of Korea Space Launch Vehicle-II (KSLV-II) is introduced based on critical design result by KARI in 2015 to 2016. The function and specification of the main systems of the liquid oxygen filling system, such as the storage tank, the drainage tank, the supply pumping system, the curved heat exchanger with liquid nitrogen, end valve block system, and umbilical connection, are presented.

      • 한국형발사체 3단 기체공급계용 체크밸브 개발

        정용갑(Yonggahp Chung) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5

        한국형발사체의 3단 추진기관시스템에서는 유체의 역류를 방지하거나 제한하여 한 방향으로만 유체가 흐르게 제어하기 위하여 체크밸브를 사용한다. 한국형발사체의 3단 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 3단 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 third stage propulsion system. Liquid oxygen(LOX) as the oxidizer and kerosene as the fuel are used for the propellant in KSLV-II third 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 third stage propulsion system was considered.

      • 한국형발사체 연료 동시충전을 위한 유량제어 방식에 대한 고찰

        여인석(Inseok Yeo),이재준(Jaejun Lee),안재철(Jaechel An),강선일(Sunil Kang) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5

        한국형발사체 발사를 위하여 나로우주센터에 제 2발사대가 구축될 예정이며 연료공급설비 역시 새롭게 설치된다. 한국형발사체 발사대시스템의 연료공급설비는 나로호 발사대의 설계를 기본 바탕으로 하였다. 하지만 한국형발사체는 나로호 또는 시험발사체와는 달리 3단형 발사체이기 때문에 연료 이송펌프 1대로 1, 2, 3단의 발사체 연료 탱크로 연료를 공급해야한다. 유동해석을 통해 충전 시나리오를 선정하는 과정에서 펌프 토출압력의 급격한 상승 문제를 확인하였다. 이는 오리피스타입의 유량제어방식으로 각 단의 충전모드 전환에 따른 유량변화에 대해 리턴유량이 능동적으로 대응할 수 없기 때문에 발생하였다. 이 문제를 해결하기 위해 다양한 경우에 대해 유동해석을 통해 accumulator 설치와 각 단의 충전모드 전환 순서를 적절히 조정함으로써 안정적으로 공급할 수 있음을 확인하였다. To lunch the Korea Space Launch Vehicle-Ⅱ(KSLV-Ⅱ), the second launch complex will be constructed on the Naro Space Center and Kerosene Filling System (KFS) will be also installed newly. KFS of KSLV-Ⅱ launch complex system is being designed based on Naro Launch Complex. But this must supply fuel to fuel tanks of the vehicle with only a supply pump because KSLV-Ⅱ is a 3-stage launch vehicle unlike Naro Launch Vehicle or Test Launch Vehicle (TLV). A sudden rise of pump output pressure is recognized during fuel filling scenario selection process. This occurs because return flow can not actively deal with a lot of flow change using flow control method of orifice type. To solve this problem, it is verified that fuel can be stably supplied by installation of accumulator and an appropriate adjustment of filling mode change sequence through flow analysis of various cases.

      • 한국형발사체 Y-타입 극저온 체크밸브 개발

        정용갑(Yonggahp Chung),정승창(Seungchang Jeong) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5

        액체로켓엔진 추진기관시스템에서는 유체의 역류를 방지하거나 제한하여 한 방향으로만 유체가 흐르게 제어하기 위하여 체크밸브를 사용한다. 한국형발사체(KSLV-II)에서는 추진제인 산화제로는 액체 산소(LOX)가 사용되고 연료로는 케로신이 사용된다. 가압제인 헬륨 가스는 극저온 액체 산소 탱크 내에 설치된 가압제 용기에 저장된다. 본 연구에서는 한국형발사체에 적용되는 Y-타입 극저온 체크밸브 개발에 대해 고찰하였다. The check valves are used to allow free flow in one direction and to prevent or restrict reverse flow in the LRE propulsion system. Liquid oxygen(LOX) as the oxidizer and kerosene as the fuel are used for the propellant in Korea Space Launch Vehicle-II(KSLV-II). The helium gas as the pressurant is stored in pressurant cylinders inside the cryogenic liquid oxygen tank. In this study, the development of Y-type cryogenic check valve for KSLV-II was considered.

      • 형상관리의 한국형발사체 액체로켓 엔진 개발 적용에 대한 고려

        김인성(In Sung Kim),서견수(Kyun Soo Seo),정은환(Eun Hwan Jeong) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5

        한국형발사체 전체 체계 수준에서 기 계획된 형상관리의 형상관리 절차는 단계별로 엄격하게 시행할 수 있도록 구성되었다. 이 형상관리 절차를 발사체 엔진체계 개발에 적용하고자 하였으나, 아직 개발이 초기 단계이기 때문에 설계변경이 매우 빈번하게 발생하여 그 절차를 그대로 적용하기는 쉽지 않다. 이에 따라, 엔진개발 초기 과정에서도 꼭 필요한 형상관리의 핵심 내용인 기준의 설정 및 변경 관리를 적용하되 그 통제 절차를 간소화 함으로써 시행이 가능한 방안을 고려하여 보았다. The configuration management process adopted for the system integration level of KSLVE-II program is composed of several steps that can be strictly carried out. The same process was considered to be applied to the development of KSLV-II liquid rocket engines. However, at the current early stage of engine development, it is difficult to strictly apply the process because of too much frequent design changes. Hence, we considered the executable simplified configuration control process while keeping core values of configuration management.

      • 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 추진제 탱크 가압제어용 극저온 솔레노이드밸브 개발 시험

        김병훈(Byung Hun Kim),고현석(HyeonSeok Koh),한상엽(SangYeop Han) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11

        한국형발사체 추진제 탱크 가압제어 시스템에 사용되는 극저온 솔레노이드밸브의 개발을 진행하고 있다. 한국형발사체에서 극저온 솔레노이드밸브는 가압제 탱크에 극저온 고압 상태로 저장되어 있는 헬륨 가스를 추진제 탱크로 공급/차단하기 위해 사용한다. 극저온 솔레노이드밸브를 개발하기 위해 시제품을 제작하였으며, 제작된 시제품 솔레노이드밸브를 이용하여 성능 시험을 수행하고 있다. 본 연구는 한국형발사체에 사용되는 극저온 솔레노이드밸브에 대한 개발 시험 결과를 정리하였다. The cryogenic solenoid valve has been developed for propellant tank pressurization system of the KSLV-II. In the KSLV-II, cryogenic solenoid valve is employed to control the flow of gaseous helium which is stored at propellant tank as cryogenic and hight pressure state. The DM(development model) of solenoid valve was manufactured and its performance tests have been carried out. This paper summarized the performance test results of cryogenic solenoid valve for propellant tank pressurization system of KSLV-II.

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