• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.79-82
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• 2004

추진제 공급계는 발사체에 탑재될 엔진에 추진제를 요구조건 (유량, 온도, 압력 등)에 맞게 공급하는 시스템을 말한다. 본 시험 설비는 추진제 공급 시스템 개발시 주요 구성기술인 가압 시스템 개발, 탱크 내 프로세스 개발, 추진제 배관 시스템 개발을 위해 구축되고 있다. 본 논문에서는 현재 항 우연 내에 구축중인 추진제 공급 시험 설비를 소개한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.590-593
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• 2010

추진제를 추진제 탱크에 충전하는 과정은 발사 준비 과정에서 중요한 역할을 하며, 추진제 충전량의 정확도는 발사체 전체 무게와 관련되어 있다. 발사체에 사용되는 추진제 중에는 액체산소와 같은 극저온 추진제도 사용되며, 극저온 추진제는 탱크 내의 환경에 따라 쉽게 액상에서 기상으로 변화된다. 따라서 추진제 탱크 내의 추진제 표면 주위에서 추진제 수위를 판별할 수 있는 액상과 기상의 경계면을 명확하게 파악 할 수 있는 수위 측정시스템이 필요하다. 본 연구에서는 정전용량형 3전극 원리를 이용한 측정시스템의 제작과정과 예비시험을 통하여 액체의 높이가 변화할 때 전기신호가 변화되는 것을 확인하였다. 시험 결과로부터 물의 높이 변화에 비례하게 전압이 선형적으로 증감하는 경향을 파악하였다.

• 항공우주기술
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• 제1권1호
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• pp.55-64
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• 2002

수명 12년의 중형급 정지궤도 통신위성의 추진시스템 개념설계과정이 기술된다. 임무해석을 통해 주어진 전속도 증분량(ΔV)을 사용하여 임무수명기간동안 필요한 추진제 양이 계산되었으며 이 값을 기초로 하여 연료탱크와 산화제 탱크의 형상을 설계하였고 필요한 가압제의 양과 가압제 탱크의 압력을 구할 수 있었다. 구조계와 Trade-Off Study를 통해 추력기의 배치와 로켓엔진의 개수, 탱크의 배치 등을 결정하였으며 전체적인 추진시스템 개념설계 형상이 최종적으로 제시된다.

• 한국추진공학회지
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• 제16권3호
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• pp.77-81
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• 2012

극저온 추진제 탱크 속에서 가압 가스는 열손실에 의해 수축하고 추진제는 기화한다. 재 점화가 있는 추진기관의 경우 무추력 비행구간에서 극저온 추진제가 가압가스와 넓은 표면적으로 접촉하기 때문에 이러한 현상이 증대된다. 가압 가스량을 산정함에 있어 이러한 탱크 내부 열 물질 전달 현상을 고려하여야 한다. 무추력 비행구간에서 열 물질 전달 준 평형상태에 도달한다는 가정 하에 평형압력 계산절차를 제시하였다. 이를 적용하여 Falcon-1 발사체 2단에 탑재된 헬륨량을 산정하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.201-205
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• 2011

극저온 추진제 탱크 속에서 가압 가스는 열손실에 의해 수축하고 추진제는 기화한다. 재 점화가 있는 추진기관의 경우 무추력 비행구간에서 극저온 추진제가 가압가스와 넓은 표면적으로 접촉하기 때문에 이러한 현상이 증대된다. 가압 가스량을 산정함에 있어 이러한 탱크 내부 열 물질 전달 현상을 고려하여야 한다. 무추력 비행구간에서 열 물질 전달 준 평형상태에 도달한다는 가정 하에 평형압력 계산절차를 제시하였다. 이를 적용하여 Falcon-1 발사체 2단에 탑재된 헬륨량을 산정하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.34-37
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• 2007

액체산소를 작동유체로 하여 추진제 공급배관에 대한 충진 및 대기 시험을 수행하였다. 추진제 공급 시스템은 추진제 탱크의 출구에 필터가 장착된 형상이다. 추진제의 충진이 완료된 후 대기 과정동안 액체산소의 증발과 이것이 시스템의 재순환 성능에 미치는 영향을 살펴보았다. 추진제의 충진 속도와 탱크 얼리지의 압력이 배관 내 액체산소의 상태에 영향을 미치는 것을 확인하였다. 필터의 장착 위치로 인해 대기 과정동안 배관 내부에서 geysering 현상은 발생하지 않았다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.687-692
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• 2004

For the prediction of sloshing in the propellant tank of rocket vehicle utilized in RVT (reusable rocket vehicle testing) conducted by ISAS/JAXA, the flow field in the propellant tank during the ballistic flight was experimentally reproduced with the sub-scale model of it. The lateral acceleration as large as about 0.8 G was provided with a mechanical exciter and the deformation of liquid surface in the vessel was visualized with a high-speed camera. The several con-figurations of damping devices were installed and tested in the vessel, which should keep the ullage gas away from the outlet port. It was consequently suggested that the combination of a baffle plate and a perforated cylinder could be effective against the gas suction before the re-ignition of the engine. The sloshing phenomena were also simulated with the CFD code, called CIP-LSM. The numerical results showed good agreement with the corresponding data obtained in the experiment.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.203-206
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• 2006

액체 추진로켓의 총역적을 극대화를 위한 추진제 잔류량 최소화를 목적으로 하는 추진제 소진 시스템에 대한 분석을 수행하였다. 추진제 잔류량 변화의 주요 인자는 비행중 추진제 혼합비와 추진제의 실제 탑재량이다. 특히 극저온 추진제를 이용할 경우에는 온도 변화에 따른 밀도 변화가 잔류량 변화에 큰 영향을 준다. 비행 중 산화제 및 연료의 수위를 측정하여 필요 시 엔진으로 공급되는 유량을 조절함으로서 산화제 및 연료가 동시에 소진되도록 하는 시스템을 이용하여 잔류량을 최소할 수 있다. 이러한 시스템을 도입하기 위해서는 액체 로켓엔진의 혼합비 제어 시스템이 동반되어야 한다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2001년도 춘계학술대회논문집D
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• pp.1008-1013
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• 2001

KSR-III propulsion system designed in KARI has a gas-pressurization system for propellant feeding system. This system uses a regulator for the control of the ullage pressure of propellant tank and a venturi for passive control of propellant flowrate. This system seems to be very reliable, but the flowrate of propellant varies according to the change of acceleration with the rocket flight. In this paper, dynamic characteristic of KSR-III propulsion feeding system was analyzed in flight condition. The purpose of this research is to find the variation of off ratio and propellant flowrate change for certification condition of engine reliability test.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제1권1호
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• pp.23-34
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• 1984

A bubble trapped in the liquid manifold of INTELSAT IV F-7 spacecraft caused a mass imbalance between the System 1 propellant tanks and a wobble half angle of 0.38 degree to 0.48 degree. A maneuver on May 14, 1980 passed the bubble through the axial jet and allowed propellant to redistribute. A 0.2 rpm change in sin rate was observed with an exponential decay time constant of 6 minutes. In this paper, moment of inertia, tank geometry and hydrodynamic models are derived to match the observed spin rate data. The values of the total mass of propellant considered were 16, 19 and 20 kgs with corresponding mass imbalances of 14.3, 15 and 15.1 Kgs, respectively. The result shows excellent agreement with observed spin rate data but it was necessary to assume a greater mass of hydrazine in the tanks than propellant accounting indicated.