• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.15 no.2
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• pp.74-83
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• 2011

For launcher applications, different from other applications, very high flow rate is required which can lead to supply pressure drop against required setting pressure. The supply pressure decrease is closely related to regulator characteristics. In this paper, supply pressure offset is investigated considering regulators as kinds of control systems. Pressure offset of self-operated regulator is analyzed with sensitive parameter defined as the ratio of valve travel to pressure offset. It is shown that pressure offset of self-operating regulator can be improved by incorporating proportional and integral controls and they can be materialized with pilot regulator systems.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.11a
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• pp.347-352
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• 2009

Pneumatic system is widely applied to ground facility and launcher on-board system. The main requirements of pneumatic system is to meet pressure and flow requirements of gas consumers. For launcher related applications, different from other applications, very high flow is required which can leads to supply pressure drop against required setting pressure. The supply pressure decrease is closely related to regulator characteristics. In this paper, the characteristics of pneumatic regulator related to supply pressure decrease and the control methods for reducing the pressure offset are reviewed.

• Proceedings of the Korean Institute of Industrial Safety Conference
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• 1998.11a
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• pp.109-113
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• 1998

압력조정기란 저장탱크와 용기로 부터 연소기에 공급되는 가스압력을 연소기의 압력에 맞게 조절하여 정상연소가 되도록 돕는 장치로써, 용기 및 저장탱크내의 압력변화에 대응하여 공급압력을 일정하게 유지하고, 가스의 조성, 온도, 소비량, 소비시간, 잔류가스량 등의 변화에 따라 감압작용과 정압작용을 동시에 하는 장치이다. LPG용 압력조정기는 일반가정용이나 업소에서 주로 사용하는 조정기로써 용량 4kg/h부터 집단공급용인 수백 키로까지의 제품이 있으며 일반적으로 감압작용, 정압작용, 폐쇄작용을 한다. (중략)

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.79-84
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• 2010

The supply system module of the liquid rocket engine has been developed, which consists of the various supply system components such as pipes, orifices, elbows, bellows, valves and flanges. This module can size the components and calculate pressure drops between them. For the assembly of the supply system components, the supply system module can evaluate the number of the components, total pressure drop, outlet pressure and total system weight.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.10a
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• pp.4-4
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• 1999

압축가스를 이용하여 추진제를 액체 로켓 엔진에 공급하는 경우, 공급압력은 정상 연소상태의 연소압을 기준으로 하여 설계한다. 그러나 연소초기의 연소실 압력은 대기압 상태이므로 과도한 유량이 공급되어 이로 인해 hard-start 가 발생하며, 최악의 경우 엔진의 파손을 가져온다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.30 no.1
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• pp.88-94
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• 2002

For the pressurized propellant supply system of liquid rocket, feed pressure is determined with respect to the chamber pressure of normal combustion state. However, during ignition period the initial chamber pressure is atmosopheric. This may cause overflow, hard-start and even critical damage for the engine. This paper proposes an improved propellant feed system for the stable combustion of liquid rocket. The proposed system utilizes the cavitating venturi to provide stable mass flow rate. Cavitating venturi offers unique flow control capabilities at normal and abnormal combustion state, because flow rate is soley dependent on the upstream absolute pressure and fluid properties, but independent on th downstream condition. Experimental variables are propellant feed pressure and chamber pressure. The effectiveness of cavitating venturi increased when the ratio of actual feed pressure to the cavitating venturi design pressure is increased. It is also found that Kerosene if more effective to supply stable mass flow rate than LOx.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.10a
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• pp.6-6
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• 1999

액체 로켓 엔진은 추진기관 공급 시스템으로 작동이 된다. 추진기관 공급 시스템에는 유공압장치 및 각종 배관, 필요한 압력과 유량을 연소실과 가스발생기로 공급하는 시스템, 엔진의 점화 및 정지, 발사체의 사용 목적에 따라 부과되는 기능을 수행하기 위한 장비들이 포함된다. 공급시스템은 크게 가압가스를 이용하는 방법과 터보펌프를 이용하는 방법의 두 가지로 나눌 수 있다. 잘 알려진 바와 같이 일반적으로 추력이 큰 로켓엔진의 경우에는 터보 펌프식이, 추력이 크지 않은 경우에는 가압가스 방식이 이용된다. 일반적으로 가압가스 방식은 연소실 압력이 커질수록 추진제 탱크의 압력도 커지므로, 그 두께가 두꺼워져서 비효율적이 된다. 따라서 연소실 압력이 비교적 크지 않은 추력이 약 10t 내외에서 많이 사용되고, 시스템이 터보 펌프식보다 구조가 매우 간단하므로, 작동의 신뢰도는 매우 높다.

• Proceedings of the Korea Water Resources Association Conference
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• 2017.05a
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• pp.65-65
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• 2017

상수관망 시스템(Water Distribution System, WDS)은 원활한 용수 공급을 위해 구축된 사회기반시설물로써, 물 공급절차에 따라 그 구성요소를 공급원, 공급 경로, 수요지 등의 범주로 구분할 수 있다. 원활한 물 공급이란 수요지에서 요구하는 수량과 압력 수준을 충족시키는 것을 의미하며, 따라서 상수관망의 용수공급능력은 요구 수량 및 압력과 실제 공급 결과를 비교함으로써 가늠할 수 있다. 과거에는 두 가지 기준을 별도로 산정하여 이를 평가하였으나, 유량과 압력을 함께 고려할 수 있는 에너지 기반의 평가 방법이 제시되면서 시스템 내 에너지 분포를 정량화하여 시스템의 용수공급능력을 평가하는 연구가 주목받고 있다. 세계적으로 많은 연구자들은 시스템 내 에너지 흐름 상태를 정량화함으로써 다양한 형태의 상수관망의 신뢰도지수(Reliability Index)를 제안한 바 있다. 이 때, 대부분의 신뢰도 지수 연구에서는 수요지에 공급된 에너지를 기본적으로 유지해야 하는 최소요구 에너지(Required Energy)와 비상 상황에 대응하기 위한 잉여 에너지(Surplus Energy)로 구분하고 있으며, 잉여 에너지를 상수관망의 공급 안정성을 나타내는 핵심 요소로 활용하고 있다. 확보된 잉여 에너지는 비상시 최소요구 에너지를 대체하는 개념에서 복원력으로 표현되어, 잘 알려진 Resilience Index(RI)를 비롯해 많은 복원력 지수가 존재한다. 본 연구에서는 복원력 지수를 포함한 세 가지의 신뢰도 지수를 적용하여 상수관망의 용수공급 상황 변화에 따른 시스템의 안정성을 분석하였다. 특히, 절점별 복원력 지수를 산정하고 그 분포를 공간적으로 도시하여 파악함으로써, 비상시 효율적인 운영을 위한 판단기준으로써 신뢰도 지수를 폭 넓게 활용할 수 있음을 제시하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.50 no.5
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• pp.325-332
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• 2022

The vertical take-off and vertical landing (VTVL) function is essential to carry out exploration missions on the moon or Mars. For this, the engine of the exploration vehicle must have appropriate thrust control accuracy and response time. The hybrid rocket engine (HRE) is known to have a high level of thrust control capability that can satisfy these conditions. This study aims to first verify whether the thrust control performance of the developed HRE is suitable for VTVL. To this end, an oxidizer supply system that does not use a pressurization device was adopted, aiming for a mission time of about 10 seconds. In this study, the thrust control characteristics appearing under various supply pressure decreasing conditions were identified through experiments. Appropriate tank and charging conditions were set from the experimental results. In addition, the results of previous studies and current study's test were compared to confirm whether the developed HRE had adequate control performance for VTVL, and finally, the thrust control performance was verified through altitude control simulation.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.1 no.1
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• pp.1-7
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• 1997

Experimental study was carried out to investigate the interaction effect between spray fan formed by gas/liquid swirl injector. Test variables were supply pressure and injector distance. Water and air were the simulant for the experiment. For water supply only; Collected water mass was concentrated at the lower part of the two spray fan, but this effect was reduced with increasing supply pressure. Both air and water supply1; Collected water mass was again concentrated at the lower part of the impingement point, but this effect was reduced when air/water supply pressure ratio was increased.