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우주발사체 추진기관은 일반적으로 산화제와 연료를 연소실로 공급하여 추진력을 얻게 된다. 개발중에 있는 한국형 발사체(KSLV-II) 2단 엔진의 경우 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 JET-A1이 사용될 예정이다. 터보펌프 공급방식인 2단 엔진의 주요 구성은 연소기와 터보펌프, 엔진공급시스템 등으로 구성되어 있다. 액체 추진 엔진 개발을 위해서는 서브시스템인 연소기 개발이 선행되어야 하고 설계 및 제작된 연소기의 성능 검증은 연소기 연소시험설비(CCTF)에서 수행된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기 연소시험설비에 대한 상세설계가 수행되었으며, 본 설계 결과를 기준으로 AMESim을 사용하여 연료공급시스템에 대한 모델링을 수행하여 연료 공급특성을 해석하였다.
목차
ABSTRACT
초록
1. 서론
2. 연료 공급시스템
3. 공급시스템 모델링 및 해석
4. 해석 결과 및 고찰
5. 결론
참고문헌
참고문헌 (8)
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2. [학술대회논문] - 고영성 / 2002 / 액체로켓엔진 지상 연소성능 시험설비(KARI_ReTF) / 한국항공우주학회 : 459 ~ 466
3. [보고서] - Michael J. A. / 2002 / Liquid Engine Test Facilities Assessment
4. [단행본] - Sutton, G. P. / 1992 / Rocket Propulsion Elements, 6th ed / John Wiley & Sons Inc
5. [기타자료] - LMS Imagine.Lab / 2009 / AMESim Reference Manual rev 9
6. [보고서] - G Dunn / 1990 / Pressure Fed Thrust Chamber Technology
3. [보고서] - Michael J. A. / 2002 / Liquid Engine Test Facilities Assessment
4. [단행본] - Sutton, G. P. / 1992 / Rocket Propulsion Elements, 6th ed / John Wiley & Sons Inc
5. [기타자료] - LMS Imagine.Lab / 2009 / AMESim Reference Manual rev 9
6. [보고서] - G Dunn / 1990 / Pressure Fed Thrust Chamber Technology
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