http://chineseinput.net/에서 pinyin(병음)방식으로 중국어를 변환할 수 있습니다.
변환된 중국어를 복사하여 사용하시면 됩니다.
황창환(Changhwan Hwang),이광진(Kwangjin Lee),우성필(Seongphil Woo),임지혁(Ji-Hyuk Im),전준수(Junsu Jeon),이정호(Jungho Lee),유병일(Byungil Yoo),한영민(Yeoungmin Han) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회지 Vol.22 No.4
For the control of pre-burner combustion pressure, the open angle of the TTR (Throttle for Thrust Regulation) valve was varied from 143° to 185° while testing cold flow, ignition, and combustion. The major performance variables of rocket engines and hydraulic performance of the TTR valve regarding the open angle were verified. However, the controllability of pre-burner combustion pressure was not verified due to the limitations of the test. Comprehensive research will be done after addressing these problems.
한국형 발사체 7톤급 엔진 연소시험 시 엔진작동점 제어에 대한 연구
황창환(Changhwan Hwang),이광진(Kwangjin Lee),김승한(Seunghan Kim),우성필(Seongphil Woo),임지혁(Ji-Hyuk Im),전준수(Junsu Jeon),김채형(Chae-Hyoung Kim),서대반(Daeban Seo),이정호(Jungho Lee),김성혁(Sunghyuk Kim),소윤석(Younseok So),이승재( 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
한국항공우주연구원 나로우주센터 내의 3단 엔진 연소 시험설비에서 7톤 액체로켓엔진 580초 연소시험 중 4개의 엔진작동점 제어를 수행하였다. 시험결과 세 개의 유량제어밸브 모두 제어목표에 따라 정상작동하여 다중 엔진작동점 제어를 성공적으로 수행하였다. 1회 시험 중 다중 엔진작동점 제어가 가능해짐에 따라 시간과 비용의 절약이 가능하며 발사체의 비행 상황에 따라 엔진작동점의 제어 가능성을 확인하였다. For the KSLV-II development, the four operating point engine control during 580 second combustion test of 7 tonf liquid rocket engine has been performed at upper stage engine test facility in NARO space center. The three flow control valve was successfully controlled for the multi operating point control. This multi operating point combustion test result show that the saving of time and cost is possible at each test. Furthermore the possibility of the engine operating control during the launch vehicle flight is verified.
한국형 발사체 7톤 엔진 시스템의 예냉 특성에 대한 연구
황창환(Changhwan Hwang),김승한(Seunghan Kim),이광진(Kwangjin Lee),한영민(Yeoungmin Han) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11
한국형발사체 개발을 위하여 나로우주센터에 구축/개발된 터보펌프 실매질 시험설비와 3단 엔진 연소시험설비에서 7톤 터보펌프, 7톤 파워팩, 7톤 엔진 시험이 각기 이루어 졌다. 터보펌프 실매질 시험설비의 7톤 스탠드에서 파워팩의 시험을 위해 7톤 터보펌프 시험설비의 일부를 수정하였다. 냉각특성을 비교하기 위해 산화제 펌프 입구, 출구의 온도를 비교하였다. For the KSPV-II development, the experiment of 7tonf turbopump, 7 tonf power pack and 7 tonf engine system has been performed at turbopump real propellant test facility and upper stage engine test facility located in NARO space center. The test bench of 7 tonf turbopump test facility was modified for the 7 tonf power pack system. To explore the pre-chilling characteristics, the temperatures of turbopump inlet and oulet was compared.
황창환(Changhwan Hwang),이광진(Kwangjin Lee),우성필(Seongphil Woo),임지혁(Ji-Hyuk Im),전준수(Junsu Jeon),이정호(Jungho Lee),유병일(Byungil Yoo),한영민(Yeoungmin Han) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5
나로우주센터에 구축/개발된 3단 엔진 연소시험설비에서 다단연소사이클 액체 로켓엔진의 시험을 수행하였다. 수류시험과 점화시험, 연소시험이 이루어졌으며 예연소기의 연소압력 제어를 위한 TTR의 개도를 143°에서 185° 까지 변화시키며 시험을 수행하였다. 시험 결과 엔진의 주요성능과 TTR 개도에 의한 수력학적 변화를 확인하였지만 연소압력의 제어성 확인을 위한 결과는 얻지 못하였다. 향후 본 논문의 연구에서 도출된 개선점을 보완한 예연소기 압력제어 연구가 이루어질 것이다. For the control of pre-burner combustion pressure, the open angle of TTR(Throttle for Thrust Regulation) valve was varied from 143° to 185° while testing of cold flow , ignition, combustion. The major performance variables of rocket engine and hydraulic performance of TTR valve regarding the open angle was verified. However the controllability of pre-burner combustion pressure was not verified due to the limitations of test. The comprehensive research will be done after supplementing these problems.
과산화수소를 이용한 단일추진제 추력기의 수치해석을 통한 성능해석 연구
황창환(Changhwan Hwang),이정섭(Jeongsub Lee),백승욱(Seungwook Baek),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11
인공위성이나 발사체 등 우주비행체에서 자세제어와 추진력을 얻기 위해 추력기를 사용한다. 신뢰도가 높은 단일추진제의 촉매분해반응을 이용한 추력기는 다양한 크기로 제작되어 사용되어왔다. 본 연구에서는 과산화수소를 단일추진제로 사용하는 1N 급 추력기의 성능을 수치해석하였고 실험결과와 비교하였다. 수치해석 연구를 위해 기존에 개발된 하이드라진 추력기 해석코드의 일부를 변경하였고 참고문헌 조사를 통해 1단계 Global Reaction 에 대한 촉매반응상수를 얻을 수 있었다. 수치해석을 통해 실험조건과 잘 일치하는 결과를 얻었으며 실험에서 측정할 수 없었던 추력기 내부의 현상을 해석결과를 통해 살펴볼 수 있었다. Thruster have been used on satellite and space launcher vehicle for attitude control and propulsion. Monopropellant thruster has highly reliability so that has been used on various sizes of thruster. In this study, the performance of 1 N thrust level H2O2 monopropellant thruster was analysed by using numerical method and the results were compared with experimental data. For the numerical analysis, hydrazine analysis code was modified and the results were good. Through this numerlcal study, the physical phenomena inside the thruster can be explored.
한국형발사체 75톤급 기술검증시제 연소기 설계점 연소시험
황창환(Changhwan Hwang),이광진(Kwangjin Lee),서대반(Daeban Seo),우성필(Seongphil Woo),임지혁(Ji-Hyuk Im),전준수(Junsu Jeon),김채형(Chae-Hyoung Kim),김성혁(Sunghyuk Kim),소윤석(Younseok So),이승재(Seung Jae Yi),김승한(Seunghan Kim),조남 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5
한국형발사체 개발을 위하여 나로우주센터에 구축/개발된 연소기 연소시험설비에서 75톤급 기술검증 시제 2호 연소기의 설계점 연소시험을 수행하였다. 연소기의 설계점 시험에서 나타난 연소불안정 현상을 해결하기 위해 연소실 직경의 10 % 길이의 스테인리스 스틸 임시 배플이 6개 추가 설치되어 시험을 수행하였다. 시험 결과 본 시험대상체에 적용된 길이의 배플 길이로는 연소불안정 현상을 억제할 수 없었으며 연소불안정과 강한 진동발생으로 인해 연소기시제와 설비의 일부가 손상되었다. For the KSPV-II development, the design point combustion test of 75 tonf TDM#2 combustion chamber has been performed at combustion chamber test facility located in NARO space center. To solve the combustion instability phenomenon at design point combustion test, six stainless steel baffle which have 10 % length of combustion chamber diameter was installed at injector head. The test result show that the length was not enough to suppress the combustion instability and the strong vibration damage the combustion chamber and facility.
한국형발사체 액체로켓 연료의 수분관리에 따른 엔진 연료입구필터 차압의 변화
황창환(Changhwan Hwang),김인호(Inho Kim),박재영(Jaeyoung Park),김성룡(Seonglyong Kim),유병일(Byungil Yoo),조남경(Namkyung Cho),한영민(Yeoungmin Han) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회지 Vol.24 No.6
75 tonf liquid rocket engine combustion test was performed at Naro space center Engine Combustion Test Facility for KSLV-II. A gradual pressure drop was observed during off-design combustion test turbopump inlet condition using cooled kerosene at 271 K. It was found that the water content inside kerosene could cause pressure drop at 40 ㎛ grade filter through the water contests analysis of kerosene, kerosene cooling test and dehydration of kerosene.