• 한국추진공학회지
• /
• 제13권1호
• /
• pp.19-26
• /
• 2009

과산화수소 단일추진제 추력기의 응답성에 대한 실험적 연구를 수행하였다. 촉매베드의 특성을 배제하고 추력기 설계 인자에 따른 응답특성을 살펴보기 위해 $MnO_2$/$Al_2O_3$를 주 촉매로 고정하였다. 세 가지 50 N 급 추력기를 이용하여 인젝터 방식, ullage volume, 촉매 펠렛 크기, 반응기 부피에 따른 응답 속도를 측정하였다. 측정 결과 16-20 mesh 크기 촉매, shower head 인젝터를 사용한 경우 점화지연, 압력 상승 및 하강시간은 각각 14, 108, 94 ms로 상용 하이드라진 추력기 응답성에 근접한 특성을 보였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
• /
• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
• /
• pp.401-404
• /
• 2008

Pressurization system in a liquid-propellant launcher supplies the controlled gas into the ullage volume of propellant tanks to feed propellants to combustion chamber by pressurizing propellants stored in propellant tanks. The ullage part of propellant tank should be constantly pressurized to supply the propellants stored in propellant tanks to turbo-pump or combustion chamber by pressurant pressurization system. Pressurant used to pressurize propellants is generally stored in a series of tanks at cryogenic temperature and high preassure inside an oxidizer tank. The reason is to store the quantity of pressurant as much as possible and to make pressurant tanks as small as (i.e. as light as) possible. However for test convenience pressurant tank is located at STP (standard temperature and pressure) environment in this study. Orifices are widely adapted to several pressurization systems in liquid rocket propulsion systems. Discharge coefficients of orifices are essentially needed for the optimized design of pressurization system in liquid rocket propulsion system. For this study gaseous nitrogen was served as pressurant and rounded entry orifices were employed. The forty-two (42) rounded entry orifices (the radii of curvatures are 0.5 and 1.0) have been tested experimentally in the supersonic flow region. The discharge coefficients of rounded entry orifices with inside diameters ranging from about 1.4 to 5.0mm was measured with 0.95 ${\sim}$ 0.99.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
• /
• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권1호
• /
• pp.83-83
• /
• 2004

상용프로그램인 AMESim을 이용하여 제어밸브 성능시험설비에 대한 Transient 구간에서 문제점 발생 확인과 동시에 시스템에 최적화를 통한 비용 절감효과를 위해 본 Simulation을 수행하였다. 가압 자동 조절 시스템은 직렬식과 병렬식 두 가지에 대해 고려했을 경우 직렬식이 더 타당함을 확인하였고, 특히 Tank Ullage의 압력 분포를 보면 직렬식에서 Fluctuation이 약 $\pm$0.2%이고, 병렬식에서 약 $\pm$0.7%가 됨을 보았다. (중략)

• 한국항공우주학회지
• /
• 제38권12호
• /
• pp.1202-1208
• /
• 2010

추진제가 배출되는 동안 발사체 추진제탱크의 압력을 유지하기 위해 필요한 가압가스의 요구량을 예측하는 것은 가압시스템의 설계를 위해 반드시 필요하다. 추진제탱크로 유입되는 가압가스의 온도는 가압가스의 요구량에 가장 큰 영향을 미치는 요소로서, 저장탱크의 무게, 열교환기의 크기 등 가압시스템의 개발에 있어 중요한 설계기준이 된다. 이에 극저온 추진제탱크 내에 저장된 추진제를 가압하여 배출하는 실험을 수행하였고, 가압가스 온도 조건에 따른 가압가스 요구량과 얼리지 온도분포를 측정하였다. 그 결과 가압가스의 온도가 높을수록 요구량 자체는 감소하였지만, 이상적인 가압가스 요구량 대비 실제 필요량의 비율은 증가하였다.

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

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
• /
• 유체기계공업학회 2006년 제4회 한국유체공학학술대회 논문집
• /
• pp.565-568
• /
• 2006

This paper achieved dynamic characteristics with test to use solenoid valve for flight model that have present. Designed pressure control virtual system which PWM solenoid valve to use test result. Examination compared solenoid valve dynamic characteristics in atmosphere and cryogenic fluid and presented technique and valuation method that measured upstream and down stream pressure of solenoid valve, as well as, temperature, excitation voltage etc. These test results could confirm solenoid valve response time and maximum using frequency characteristic at use in atmosphere and cryogenic temperature and this derived design variables pressure control system from those bases.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
• /
• 유체기계공업학회 2006년 제4회 한국유체공학학술대회 논문집
• /
• pp.551-554
• /
• 2006

Inhibition of propellant temperature rising in liquid propulsion rocket using cryogenic fluid as a propellant is very important. Especially propellant temperature rising during stand-by after filling and pre-pressurization can bring into cavitation in turbo-pump. One of the method preventing propellant temperature rising in cryogenic feeding system is recirculating propellant through the loop composed of propellant tank, feed pipe, and recirculation pipe. The circulation of propellant is promoted through gas-lift effect by gas injection to lower position of recirculation pipe. In this experiment liquid oxygen and gas helium is used as propellant and injection gas. Under atmospheric and pressurized tank ullage condition, helium injection flow-rate is varied to observe the variation of recirculating flow-rate and propellant temperature in the feed pipe. There is appropriate helium injection flow-rate for gas-lift recirculation system.

• 한국정보통신학회:학술대회논문집
• /
• 한국해양정보통신학회 2001년도 춘계종합학술대회
• /
• pp.493-496
• /
• 2001

본 논문에서는 선박에서 사용하는 유수 경계면 및 온도 검출기 센싱 모듈을 설계하였다. 설계된 모듈들은 구체적으로 세부분으로 나눌 수 있다. 첫째는 유수 경계면 검출부분이고, 둘째는 온도 건출부분, 셋째는 전체를 제어하는 제어부분으로 나눌 수 있다. 처음으로 유수 경계면 검출부분은 각 물질의 고유한 유전율을 이용하여 설계하였다. 이것을 이용하여 추출된 경계면의 값은 제어부에서 스피커를 통해 사람이 들을 수 있는 신호음으로 나타난다. 두 번째는 온도 검출부분이다. 기름이나, 가스는 온도에 따라 부피가 변하게 된다. 이러한 온도를 측정함으로써 실제 부피를 정확하게 계산할 수 있다. 마지막으로 전체를 제어하는 제어부분이다. 위에서 언급한 것처럼 제어부는 PIC16F84를 사용하여 유수면 경계검출부분과 온도 검출부분을 통합적으로 제어한다. 설계된 모듈들의 결과를 보면 우선 유수 경계면 검출을 오차 $\pm$2mm 내에서 거리 측정이 이루어지며, 온도 검출은 0.2$^{\circ}C$의 정확도를 가지는 성능을 보였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제37권10호
• /
• pp.1048-1053
• /
• 2009

액체 추진제 안의 헬륨과 얼리지 안의 헬륨에 질량보존법칙을 적용하여 추진제 탱크의 평형압력을 구하는 간단하고 직관적인 방법을 제안하고, 이를 이용하여 추진제 충전 해석 프로그램을 개발하였고 기존의 참고자료와 비교하여, 검증하였다. 또한 개발된 프로그램을 현재 개발 중인 통신해양기상위성의 자료와 비교하였고, 다음 정지궤도 복합위성의 추진계 기술개발에 사용하고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.168-175
• /
• 2005

액체로켓 추진시스템에서 가압시스템은 발사체 추진제 탱크의 얼리지 공간에 제어된 가스를 공급하는 것이다. 가압시스템에서 고온 가스 열교환기를 적용하는 데는 가압제의 비용적을 증가시켜 전체 발사체 시스템의 중량을 감소시키는 장점이 있다. 가압시스템 성능에 있어서 주목할 만한 개선점은 극저온 시스템에서 얻어질 수 있다. 이러한 경우 가스 공급은 극저온 탱크 내부에 저장되어 진다. 극저온 가압제의 온도 특성은 가압시스템에서 구성 단품을 개발하는데 있어서 매우 중요하다. 본 연구에서는 SINDA/FLUINT를 이용한 수치적 모델링과 PTF(Propellant-feeding Test Facility)에서 수행된 실험에 대하여 해석 및 시험이 수행되었다.