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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.
목차
ABSTRACT
초록
1. 서론
2. 탱크 재가압에 필요한 헬륨량 산정 절차
3. Falcon-1 2단에 탑재된 헬륨량 산정
4. 결론
참고문헌
부록
참고문헌 (3)
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1. [기타자료] - Jeremy H. Corpening / 2010 / Analytic Modeling Of Pressurization And Cryogenic Propellant Conditions For Liquid Rocket Based Vehicle Designs, Teledyne Brown Engineering /NASA MSFC ER-22 Huntsville
3. [학술지(정기간행물)] - M. Epstein / 1968 / An Equation For The Prediction Of Cryogenic Pressurant Requirements For Axisymmetric Propellant Tanks / Advances In Cryogenic Engineering 13 : 207 ~ 214
권오성, 조남경, 조인현. 추진제탱크 얼리지 해석을 위한 기본모델. 항공우주기술. 2010
3. [학술지(정기간행물)] - M. Epstein / 1968 / An Equation For The Prediction Of Cryogenic Pressurant Requirements For Axisymmetric Propellant Tanks / Advances In Cryogenic Engineering 13 : 207 ~ 214
권오성, 조남경, 조인현. 추진제탱크 얼리지 해석을 위한 기본모델. 항공우주기술. 2010
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