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자료유형
학술대회자료
저자정보
조규식 (한국항공우주연구원) 임석희 (한국항공우주연구원)
저널정보
한국항공우주학회 한국항공우주학회 학술발표회 초록집 한국항공우주학회 2015년도 추계학술대회
발행연도
2015.11
수록면
258 - 261 (4page)

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이 논문의 연구 히스토리 (2)

2019

저비용 달성을 위한 발사체 추진기관 가압시스템 방식 비교 분석
조규식 ,  김주완 ,  박순영 외 1명 한국추진공학회 학술대회논문집 2019.05 학술대회자료

2015

액체 추진 발사체 추진기관 냉 가압 시스템 소개
조규식 ,  임석희 한국항공우주학회 학술발표회 초록집 2015.11 학술대회자료

초록· 키워드

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발사체 추진제 탱크 가압가스로 저온으로 탑재된 헬륨을 가열하여 주로 사용한다. 그러나 이 시스템은 지상에서 개발시험을 수행할 때 메인 엔진의 열 교환기 동 특성을 구현하는 것이 어렵다. 또한 가압배관에서 걸리는 압력손실로 인해 탱크 잔류압력이 20atm 정도 까지만 사용할 수 있으며 이 때 탑재 가스 량의 20 ~ 30%가 사용되지 않고 남는다. 반면 저온헬륨을 가열하지 않고 그대로 사용하는 경우 지상개발이 용이하며 배관이나 탱크 소재로부터 오히려 열이 유입되어 일정 정도 가열효과를 얻을 수 있으며 가압배관에서 차압을 최소화 할 수 있어 탱크 잔류 압력을 10atm 이하까지 줄일 수 있다. 이와 같이 탑재 헬륨 량 및 무게를 줄이기 위해 저온 헬륨을 가열하여 사용하지만 저온헬륨을 가열하지 않고 그대로 사용하는 경우와 가압시스템 전체의 무게를 비교해 볼 때 그 차이가 크지 않다. 본 논문에서는 두 가지 방식의 장단점을 분석해 보고 실제로 발사체 추진기관 설계에 저온 가압이 적용된 사례를 소개하고자 한다.
#Launch Vehicle (발사체) #Propulsion System(추진기관) #Pressurization System(가압시스템) #Heated Helium Pressurization(고온가압시스템) #Cold Helium Pressurization System(저온가압시스템)

목차

초록
ABSTRACT
1. 서론
2. 고온 및 저온 가압 비교
3. 결론
참고문헌

참고문헌 (0)

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