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유철성(Chulsung Ryu),이금오(Keumoh Lee),허성찬(Seongchan Heo),최환석(Hwanseok Choi) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5
7톤급 연소기 헤드부에 대한 구조설계를 수행하였다. 액체로켓엔진 연소기 헤드부는 추진제로 사용되는 산화제와 연료에 의하여 고압의 하중뿐만 아니라 추력 하중을 받기 때문에 구조적인 안정성은 매우 중요한 요소이다. 7톤급 연소기 헤드부 구조설계를 위하여 먼저 구조설계 요구조건을 설정하고, 이를 바탕으로 기본형상을 설계하였다. 구조설계에 사용된 재료는 국내에서 개발된 고강도 스테인리스강을 적용하였다. 설계된 기본형상에서 구조적으로 가장 효과적인 형상을 도출하기 위하여 총 12종류의 해석모델에 대하여 구조해석을 수행하고, 그 결과들로부터 구조적으로 가장 안정한 형상을 선정하였다. Structural design of the injector head part of a 7ton class thrust chamber was preformed. Structural stability of an injector head part is a very important factor for a thrust chamber of a liquid rocket engine because it is loaded by high pressure of liquid oxidizer and fuel in addition to thrust load. Structural design requirements were first defined to design the injector head part of the 7ton class thrust chamber and the basic configuration was designed on the basis of the design requirements. A high strength steel that has been locally developed was applied to the injector head part of the thrust chamber. A total of twelve design configurations have been analyzed to select structurally the most stable design configuration.
유철성(Chulsung Ryu),이금오(Keumoh Lee),허성찬(Seongchan Heo),최환석(Hwanseok Choi) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
75톤급 1단 액체로켓엔진 연소기 챔버에 대한 구조설계를 수행하였다. 연소기 챔버는 고온, 고압의 환경에서 작동되기 때문에 열/구조적으로 안정하게 설계되어야 한다. 75톤급 1단 연소기 재생냉각 챔버의 구조설계를 위하여 연소기의 탈설계점 작동조건, 재생냉각 채널과 챔버의 강도시험 조건을 설정하였다. 설정된 각각의 구조설계 조건에 대한 열/구조해석을 수행하였으며, 그 결과를 바탕으로 구조적으로 안정함과 동시에 무게를 최소화 하는 설계안을 도출하였다. Structural design of a combustion chamber for a 75-tonf class 1st stage liquid rocket engine thrust chamber was performed. The combustion chamber must be designed to have thermo-structural stability at high pressure and high thermal load conditions. The off-design operating condition and strength test conditions for the cooling channel and combustion chamber were established for structural design of the combustion chamber. Thermo-structural analysis were carried out for each structural design conditions and, as the results, structurally stable design with minimum structure weight was derived.
Vikas 엔진 연소기의 열설계 분석을 통한 우주발사체용 액체추진기관의 단가 절감 전략 제안
김솔(Sol Kim) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.11
낡은 기술임에도 불구하고, 과거 Ariane 1~4, 현재의 인도 발사체들에 사용되고 있는 Viking 계열 Vikas engine의 연소기 열설계 분석을 통해 우주발사체 단가의 절반 가량을 차지하는 액체추진기관의 단가 절감을 위한 전략을 제시하고자 하였다. 본지에서는 냉각 문제로 인해 로켓추진기관의 성능이 제한받는 경우에 대해 분석하였으며, Vikas 엔진 연소기에서 열 문제를 해결한 방법을 기반으로 저가 액체추진로켓엔진의 개발을 위한 전략을 제시하고자 하였다. The cost reduction strategy for liquid rocket propulsion system which takes almost half of the total vehicle cost has been proposed by reviewing Vikas engine thrust chamber thermal design, which was used in former Ariane 1~4 and Indian LVs. In this paper, the LPRE performance limit due to the cooling problem was considered, and strategy for low-cost LPRE development has been claimed.
최환석(Hwan-Seok Choi),한영민(Yeoung-Min Han),유철성(Chul-Sung Ryu),김성구(Seong-Ku Kim) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회지 Vol.14 No.4
The KSLV-Ⅱ(Korea Space Launch Vehicle-Ⅱ) which being a successor of the KSLV-Ⅰ is a space launch vehicle capable of delivering 1.5 ton-class satellite into a low earth orbit. The development of a 75 tonf-class liquid rocket engine(LRE) is planned on the basis of the technologies mastered through the preceded research of a 30 tonf-class LRE. The thrust chamber of the LRE is required to have higher combustion stability, structural integrity and thermal durability. This paper deals with the design requirements of the 75-tonf thrust chamber and a variety of technical considerations which have been conducted analytically in the course of the design for the realization of the requirements.