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75톤급 재생냉각 연소기 기술검증용 시제 설계 및 제작
김종규(Jonggyu Kim),안규복(Kyubok Ahn),임병직(Byoungjik Lim),김문기(Munki Kim),강동혁(Dong-Hyuk Kang),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.5
75톤급 일체형 재생냉각 연소기 기술검증용 시제의 설계 및 제작에 대하여 기술하였다. 기술검증용 연소기의 설계 연소압력은 60 bar, 추진제 유량은 243.6 kg/s, 그리고 노즐 팽창비는 12이다. 헤드부와 추력실부가 용접되는 일체형 재생냉각형 연소기이다. 본 기술검증용 시제품을 통해 확립된 설계 및 제작 기술들은 비행용 모델 개발에 활용될 것이다. Design and fabrication of Technology Demonstration Model(TDM) of 75 tonf regenerative cooling thrust chamber were described. It has design chamber pressure of 60 bar, propellant mass flow rate of 243.6 kg/s, and nozzle expansion ratio of 12. It has a single welded structure of the mixing head and the chamber. Design and fabrication technologies established through this TDM can be used to development of flight model.
이광진(Kwang-Jin Lee),김종규(Jong-Gyu Kim),임병직(ByoungJik Lim),서성현(Seonghyeon Seo),한영민(Yeoung-Min Han),유철성(Chul-Sung Ryu),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11
30톤급 액체로켓엔진 연소기 개발 기술을 바탕으로 75톤급 기술검증용 연소기 시제품을 제작하였다. 시제품 제작에서 검증하고자 하였던 일부 기계가공 공정 및 접합 기술들은 75톤급 연소기에서도 동일하게 적용할 수 있음을 확인하였다. 새롭게 설계된 연소기 헤드부는 새로운 공정을 적용하여 제작하였다. 기술검증용 시제품을 통해 확립된 공정 및 기술들은 대형 액체로켓엔진 연소기 제작 기술의 신뢰성을 향상 시킬 것이다. Technology demonstration models(TDM) of a 75-tonf liquid rocket engine(LRE) thrust chamber were manufactured on the basis of development technologies of 30-tonf LRE. It was confirmed that some machining and welding technologies which were aimed to be verified through the manufacturing of demonstration models could be applied to the thrust chamber 75-tonf-class. New designed mixing head part was manufactured by means of new process. The manufacturing process and technologies established through TDM"s will improve the reliability of manufacturing process of large LRE thrust chamber.
최환석(Hwan-Seok Choi),한영민(Young-Min Han),김영목(Young-Mog Kim) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11
우주발사체 개발을 위한 75톤급 액체로켓엔진 개발에 앞서 선행개발을 통해 습득한 30톤급 액체로켓 엔진 기술을 토대로 75톤급 액체로켓엔진 연소기 기술 검증에 착수하였다. 이를 위하여 국내 연소시험 설비 여건을 고려한 기술검증 계획을 수립하고 기술검증시제를 제작하여 제한된 조건에서 성능평가시험을 수행하였다. 본 논문은 75톤급 액체로켓 연소기 기술검증을 위한 계획과 현황에 대하여 소개한다. Technology demonstration for the development of a 75-tonf liquid rocket engine(LRE) thrust chamber for a space launch vehicle has been started on the basis of the previously acquired 30-tonf LRE technologies. For this purpose, a technology demonstration plan was established upon considering the currently available firing test facility in Korea and performance evaluation firing tests were performed on technology demonstration model thrust chambers under a restricted test condition. This paper describes the plan and current status of technology demonstration for a 75-tonf LRE thrust chamber.
임병직(Byoungjik Lim),한영민(Yeoung-Min Han),김종규(Jong-Gyu Kim),서성현(Seonghyeon Seo),안규복(Kyubok Ahn),김문기(Munki Kim),이광진(Kwang-Jin Lee),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.5
한국형발사체 엔진에 사용될 것으로 예상되는 75톤급 연소기의 기술검증시제를 이용하여 2회 연소시험을 수행하였다. 설비 공급 능력과 구조물 강도 제한으로 정상 유량의 50% 수준에서 시험이 수행되었다. 채널냉각 연소기를 이용한 저압연소시험을 통해 점화구간과 연소구간에서의 신뢰도와 안정성이 확인되었다. 더불어 75톤 연소기가 성능요구조건을 만족시킬 수 있을 것으로 추정할 수 있었다. Using the technology demonstration model of 75-tonf-class combustor which is expected to be used to the rocket engine of a korean space launch vehicle, 2 times of firing tests were carried out. Firing tests were done at 50% of the nominal flow rate because of incapability of the test facility and limit of the test bed strength. Through the low pressure firing tests of 75-tonf-class channel cooling thrust chamber, reliability and stability at the ignition and combustion phases were confirmed. Additionally it was foreseen that the 75-tonf-class thrust chamber would satisfy the performance requirements.
김종규(Jonggyu Kim),안규복(Kyubok Ahn),임병직(Byoungjik Lim),김문기(Munki Kim),한영민(Yeoung-Min Han),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.5
75톤급 기술검증용 연소기 시제의 저압 연소시험을 수행하였다. 기술검증용 연소기의 설계 연소압력은 60 bar, 추진제 유량은 243.6 kg/s이다. 그러나 국내 연소시험설비의 여건상 연소압력 30 bar, 추진제 유량 121.8 kg/s의 저압 조건에서의 연소기 작동성 및 연소성능을 검증하기 위한 시험을 수행하였다. 모든 연소시험은 하드웨어의 손상 없이 성공적으로 수행되었다. 본 시험결과는 향후 75톤급 연소기의 설계점 조건에서의 연소성능을 예측하는 기본 데이터로 활용될 수 있을 것이다. Low pressure combustion tests for TDM(Technology Demonstration Model) of 75 tonf thrust chamber were performed. It has design chamber pressure of 60 bar, propellant mass flow rate of 243.6 kg/s. Due to the limitation of the current firing test facility in Korea, the combustion tests were conducted to verify the operation and the combustion performance at low pressure condition (30 bar, 121.8 kg/s). All the tests had been successfully executed without the damage of the hardware. These test results can be used as fundamental data to predict the combustion performance at design point condition for 75 tonf thrust chamber.
전준수(Junsu Jeon),김성룡(Seungryong Kim),김성혁(Sunghyuk Kim),김승한(Seunghan Kim),김채형(Chaehyoung Kim),서대반(Daeban Seo),소윤석(Younseok So),우성필(Seongphil Woo),이광진(Kwangjin Lee),이승재(Seungjae Yi),이정호(Jungho Lee),임지혁(J 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5
9톤급 다단연소 사이클 엔진 개발을 위한 기술검증시제(TDM0) 파워팩 연소시험이 나로우주센터 3단 엔진 시험설비에서 수행되었다. 기술검증시제 파워팩 모델은 주연소기를 제외한 예연소기와 터보펌프, 추진제 공급시스템으로 구성되어 있다. 파워팩 연소시험에서는 파워팩 구성품들간의 연계 작동성을 확인하였으며, 엔진 시스템 시험을 위한 파워팩의 주요 성능 변수들을 평가하였다. The power-pack combustion test of technology demonstration model(TDM0) for 9 tonf-class staged combustion cycle engine development was conducted in the Upper-stage Engine Test Facility(UETF) of Naro Space Center. The power-pack model of TDM0 was composed of a pre-burner, a turbo-pump and propellant supply systems without a main combustor. In the power-pack combustion test, we confirmed the linked working condition and verified the main functional variation of the power-pack for the engine system test.
한국형발사체 75톤급 기술검증용 연소기 설계점 연소시험
임지혁(Ji-Hyuk Im),우성필(Seongphil Woo),소윤석(Younseok So),김승한(Seung-Han Kim),이광진(Kwang-Jin Lee),한영민(Yeoung-Min Han) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11
한국형발사체에 사용될 75톤급 기술검증용 내열재 연소기에 대한 설계점 연소시험을 나로우주센터 연소기 연소시험설비에서 5초간 수행하였다. 2단 시동방식을 이용하여 연소실 연소압력 5.69 MPa에 정상적으로 도달하였으며, 75톤급 연소기 시험을 위한 연소기 연소시험설비의 공급 능력과 안정성을 확인되었다. 연소기 점화 이후 정상 연소 구간에서 고주파 연소불안정이 발생하였다. Design point hot-firing test of technology demonstration model for KSLV-II 75 tonf-class combustion chamber was carried out for five seconds in combustion chamber test facility of Naro Space Center. Combustion chamber pressure of 5.69 MPa was reached normally, and capability and stability of combustion chamber test facility was confirmed. During the combustion phase, high frequency combustion instability was observed.
김채형(Chaehyoung Kim),이정호(Jungho Lee),우성필(Seongphil Woo),소윤석(Younseok So),이승재(SeungJae Yi),이광진(Kwang-Jin Lee),조남경(Namkyung Cho),한영민(Yeoungmin Han),김진한(Jin-han Kim) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회지 Vol.23 No.4
Staged combustion cycle engines exhibit higher combustion performance compared with open cycle engines with a gas generator. An advanced research of the staged combustion cycle engine is going on for the next program following the KSLV-II program. Various experiments have been carried out for the technology demonstration model, TDM0A and TDM0B. The experiments on the combustion performance are aimed to understand the engine start condition and combustion characteristics. They also aim to develop the oxidizer-rich pre-burner and the combustor of the staged combustion cycle engine. The engine-shaped model, TDM1A is fabricated based on the experimental data. The combustion experiment of the TDM1A shows that the combustion pressure of the combustor is approximately 91 bar and the turbine rotation is approximately 28,00 rpm. The result is stable and satisfies the development requirements. The present paper reports on the development process and characteristics of engine models from TDM0A to TDM1A.
김채형(Chaehyoung Kim),이정호(Jungho Lee),우성필(Seongphil Woo),소윤석(Younseok So),이승재(SeungJae Yi),이광진(Kwang-Jin Lee),조남경(Namkyung Cho),한영민(Yeoungmin Han),김진한(Jin-han Kim) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.12
다단연소사이클 엔진은 가스발생기 기반의 개방형 엔진에 비해 성능이 좋기 때문에 현재 한국형발사체 사업(KSLV-II)의 후속사업의 일환으로 선행연구가 진행 중이다. 기술검증시제라는 명칭으로 TDM0A, TDM0B를 통해 다단연소사이클 엔진의 시동특성 및 연소, 예연소기, 연소기 개발 모델의 연소 성능 시험이 수행되었다. 이와 같은 시험데이터를 토대로 엔진 형상 모델인 TDM1A가 제작되어 연소 시험이 수행되었으며, 연소기 연소압 91 bar, 터보펌프 회전수 28000 rpm으로 안정적인 결과로 개발요구조건을 만족하였다. 본 논문에서는 TDM0A부터 TDM1A까지의 개발과정과 특징에 대해 논하고자 한다. Staged combustion cycle engine shows higher combustion performance compared to an open cycle engine with a gas generator. In this sense, the advanced research for the next project of the KSLV-II is carried out with the staged combustion cycle engine. We had performed various experiments to understand the engine start condition and combustion characteristics and to develop the pre-burner and the combustor to be equipped into the staged combustion cycle engine. At that time, the experiments were done with the technology demonstration model, TDM0A and TDM0B. From these data, the engine-shaped model TDM1A is currently made, which is used to do combustion experiments. The result shows that the combustion pressure of the combustor is about 91 bar and the turbine rotation is about 28000 rpm, which is stable and meets the development requirements. This paper reports the development process from TDM0A to TDM1A associated with each characteristics.
우성필(Seongphil Woo),이광진(Kwang-Jin Lee),이정호(Jungho Lee),임지혁(Ji-Hyuk Im),전준수(Junsu Jeon),황창환(Chang Hwan Hwang),한영민(Youngmin Han) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
개방형 가스발생기 방식의 엔진보다 비추력 성능이 높은 다단연소사이클 엔진을 개발 중이다. 다단연소사이클 엔진의 기술검증시제를 설계하였으며 예연소기 및 터보펌프의 성능 평가를 위해서 파워팩 시제를 구성 및 제작하였다. 엔진구성품의 효율적인 배치를 위해서 터보펌프는 길이방향으로 수직배치를 하였으며, 한국형발사체 개발에 활용되고 있는 3단엔진 연소시험설비의 지상셀 테스트스탠드에 장착하였다. 파워팩 시험 후 캐비테이팅 벤츄리를 제거한 뒤 연소기를 장착하여 다단연소사이클 엔진의 기술검증을 진행하게 된다. It is developing a staged combustion cycle engine that has higher ISP than an open cycle gas generator type rocket. The test demonstration model of the staged combustion cycle engine was designed and assembled to evaluate the perfromance of the preburner and the turbo pump. In order to efficiently deploy the engine components, the turbo pump is installed vertically in the longitudinal direction and mounted on a ground cell test stand of the upper-stage engine test facility used for the development the KSLV-II. After the power pack test, the venturi tube is removed and the combustion is installed to test the staged combustion cycle engine.