• 제목/요약/키워드: engine facility

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연소기 연소시험설비 고주파 계측 시스템 설계 (Design of High-Frequency Data Acquisition System for Combustor Combustion Test Facility)

  • 안규복;강동혁;최환석
    • 한국추진공학회:학술대회논문집
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    • 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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    • pp.461-464
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    • 2012
  • 한국형발사체 3단에 사용될 7톤급 액체로켓엔진 연소기의 연소시험을 위해 기존 지상연소시험장 고주파 계측 시스템을 개량하였다. 본 논문에서는 개량된 고주파 계측 시스템의 설계 및 주요 기능을 설명하였다.

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KSR-III Rocket 종합 추진 시험 설비에서 발생한 열-음향학적 진동의 특성 (The characteristics of thermo-acoustic oscillation happened at PTA-II of KSR-III rocket)

  • S. Cho;S. Kang;Kim, Y.;I. Cho;S. Oh;Lee, D.
    • 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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    • 한국소음진동공학회 2002년도 추계학술대회논문초록집
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    • pp.364.2-364
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    • 2002
  • Thermoacoustic oscillation, which stems from phase correlation between unsteady heat release and acoustic fluctuation, can cause severe vibration and incite the excessive local heat transfer inside the rocket engine. It is very important to understand and prevent this phenomenon in the way of rocket engine development. In this study, the propulsion test facility of KSR-III, which is the first liquid propellant rocket developed by KARI, will be introduced. and the characteristics of thermoacoustic ocillation occurred at the facility will be examined.

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소형 터보제트 엔진 시험 및 불확도 분석 (Small Turbojet Engine Test and Uncertainty Analysis)

  • 전용민;양인영;남삼식;김춘택;양수석;이대성
    • 한국항공우주학회지
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    • 제30권5호
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    • pp.118-126
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    • 2002
  • 한국항공우주연구원은 추력 3,000 lbf급 고공환경 시험설비인 Altitude Engine Test Facility(AETF)를 갖추고 소형 가스터빈엔진의 고공환경 성능시험에 활용하고 있다. AETF를 국제수준으로 발진시키기 위하여 측정정화도 및 신뢰도 향상을 위한 일련의 연구를 진행하고 있으며 측정불확도 개선을 위한 설비 개선이 일부 진행된 상태이다. 본 연구에서는 해면고도(sea level), 마하수(Mn) 0.3, 0.5, 0.7, 0.9일 때 단축(single spool) 터보제트 엔진에 대한 정상상태 성능시험을 수행하였고, 이를 성능 예측 프로그램(DECK)과 비교분석하였다. 가스터빈엔진의 주요 성능변수인 공기유량, 추력, 비연료소모율에 대하여 측정불확도를 분석하여 총기유랑은 0.791~0.914%, 순추력은 0.851~1.706%의 불확도를 나타내었고 연료 유량의 측정불확도는 1.372~7.348%, 비연료소모율의 측정불확도는 1.642~5.205%로 산정되었다. 또한 본 연구를 통하여 측정불확도 개선 방안이 확인되었다.

축열식 가열기의 설계 및 제작 (Design and Manufacture of Storage Air Heater)

  • 이양지;강상훈;박부민;양수석
    • 한국추진공학회:학술대회논문집
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    • 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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    • pp.43-46
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    • 2006
  • 축열식 가열기는 주로 초음속 지상추진 시험설비의 고고도 조건 모사를 위하여 구축되는 장비로 이외에도 로켓 엔진 노즐의 추력 보정시험, 가스터빈 엔진 연소기 모사시험에 범용으로 사용할 수 있다. 한국항공우주연구원에서 보유하고 있는 축열식 가열시스템은 마하 $2{\sim}5$, 고도 $0{\sim}25km$의 범위에서 구동하는 초음속 지상추진시험설비의 전온도 모사를 목적으로 설계되었으며, 최고 모사 온도 1,300 K, 최고 가압압력 3.5 MPa의 성능을 낸다. 본 논문에는 본 원에서 구축한 축열식 가열기의 목표로 한 일본 JAXA RJTF에 구축되어있는 축열식 가열기에 대하여 정리하도록 한다.

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한국형발사체 액체엔진 연소기 및 터보펌프 시험설비 배치 및 설계에 대한 검토 (Design Review of Combustion Chamber/Turbo-pump Test Facility of Liquid Rocket Engine for KSLV-II)

  • 한영민;조남경;정용갑;김승한;유병일;이광진;김진선;김지훈
    • 한국추진공학회:학술대회논문집
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    • 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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    • pp.109-112
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    • 2011
  • 한국형발사체 추진기관 개발을 위한 연소기 연소시험설비와 터보펌프 실매질 시험설비의 배치 및 설계에 대해 간략히 기술하였다. 연소기 연소시험설비 및 터보펌프 실매질 시험설비에서 75톤급 액체로켓엔진의 부품인 연소기 및 터보펌프의 개발 및 인증시험을 수행할 예정이다. 연소기 및 터보펌프 시험설비의 유공압 설비, 제어계측 시스템, 시험 스탠드 그리고 부대설비에 대한 상세설계를 완료하였다.

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스크램제트 엔진 흡입구 시험을 위한 자유제트형 지상추진시험설비의 마하 5 성능 검증 (Mach 5 Performance Verification of Free-jet Type Ground Propulsion Test Facility for Scramjet Engine Intake Test)

  • 이양지;양인영;이경재;오중환;최진
    • 한국추진공학회지
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    • 제26권1호
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    • pp.77-87
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    • 2022
  • 한국항공우주연구원 스크램제트 엔진 시험설비를 활용한 스크램제트 엔진 흡입구 지상 시험을 수행하기 위하여 일반적으로 진행하는 시험 가능 여부 확인 절차를 소개하였다. 스크램제트 흡입구 시험을 수행하기 위하여 새롭게 제작된 마하 5 노즐의 설계 과정을 정리하였으며, 노즐의 코어 유동 분포를 확인하기 위한 장치를 설명하고 코어 유동 시험 분석 결과를 기록하였다. 일련의 시험 결과를 통하여 흡입구가 신규 마하 5 노즐 코어에 위치하는 것을 확인하였다.

PTA-II 시험설비를 활용한 KSR-III Rocket 추진기관시스템 종합시험 (Test of KSR-III Rocket Propellant Feeding System Using PTA-II Test Facility)

  • 강선일;조상연;권오성;이정호;오승협;하성업;김영한
    • 대한기계학회:학술대회논문집
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    • 대한기계학회 2002년도 학술대회지
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    • pp.263-266
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    • 2002
  • The KSR-III developed by KARI is the first rocket vehicle which is adopting the liquid propellant rocket engine system in Korea. Not only the engine itself, but also the propellant feeding system is one of the most important component in liquid rocket vehicle. In this paper, the authors are intended to introduce the multi-purpose test facility(PTA-II Test Facility) which is constructed for the variety of tests on KSR-III feeding system(single component tests, verification tests, cold flow tests and combustion tests). With the results of these tests, we can identify the characteristics of rocket feeding system and decide the optimum setting values of feeding system for the successful flight.

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스크램제트 연소기 모델의 고공시험 연구 (The high altitude test method of Scramjet engine combustor model)

  • 우관제;김영수
    • 대한기계학회:학술대회논문집
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    • 대한기계학회 2002년도 학술대회지
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    • pp.271-274
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    • 2002
  • This paper is investigated construction of the Scramjet test facility and test method of Scramjet engine combustor model. Scramiet engine combustor model test was performed at Lab C-16BK CIAM (Central Institute of Aviation Motors) at Tyraevo in Moscow. The velocity of flow in the combustion chamber equal to Mach number 2.49 with single hole fuel spray nozzle injector and test duration equal to 7 seconds. Therefore In this paper is showed high altitude test method of Scramjet combustor model and the proper structure of combustor with single hole fuel spray nozzle.

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고공 환경 엔진 시험 (Altitude Engine Test)

  • 이진근;김춘택;양수석;이대성
    • 한국추진공학회지
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    • 제9권4호
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    • pp.104-111
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    • 2005
  • 항공기용 가스터빈 엔진은 일반적으로 고고도 환경에서 작동되며 그 운용환경도 지상조건과 상당한 차이를 가지고 있다. 고공환경에서의 엔진성능을 정확히 측정하기 위해서는 이러한 운용 조건을 조성하여 성능 시험을 수행하여야 하며 이를 위해 실제 비행 시험이나 고공환경 엔진시험 설비를 이용한 모사 시험을 실시하게 된다. 본 논문에서는 한국항공우주연구원 항공추진그룹에서 운용하고 있는 고공환경 엔진시험 설비와 관련 시험 기술의 현황에 대하여 소개하고자 한다.

엔진 입구 덕트에서 공기유량 측정 및 압력손실 예측방법 (The Air Flow Measurement and Prediction of Pressure Loss at Engine Inlet Duct)

  • 이보화;양인영;양수석
    • 항공우주기술
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    • 제6권2호
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    • pp.29-34
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    • 2007
  • 본 논문에서는 엔진고공환경 시험설비의 엔진 입구 덕트에서 측정한 전압력과 전온도를를 통해 실시간으로 공기유량을 계산하고, 압력프로파일을 이용하여 경계층 레이크를 장착하지 않았을 경우에도 공기유량을 예측할 수 있는 방법을 기술하였다. 또한, 엔진입구배관에 걸친 덕트 연결부를 통한 압력손실을 예측하고, 이를 통해 공기유량을 보정함으로써, 고공환경시험설비에서의 공기유량측정의 신뢰도를 향상시키고 설비유지측면에서 운용성을 보고자 하였다.

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