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The Way of Determinating the Optimal Parameters of the Propellant Tank Pressurization Gas in the Feeding System for Liquid Rocket Engine
베르샤드스키, 조기주, 임석희, 정영석, 조규식, 오승협, Bershadskiy. V.A., Cho. Kie-Joo, Lim. Seok-Hee, Jung. Young-Suk, Cho. Gyu-Sik, Oh. Seung-Hyub 한국추진공학회 한국추진공학회지 8 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2005, Vol.9 No.2 62-69 (8 pages)
액체로켓 추진기관의 추진제 공급계 개발을 위한 추진제 탱크 가압시스템의 주요 변수들을 계산하는 설계방법이 본 논문에서 제시되었다 가압 유체의 공급 조건들이 추진제 탱크 내부에서 발생하는 열역학적 프로세스의 효율성에 미치는 영향을 분석하였고 이를 바탕으로 하여 추진제 탱크 입구에서의 가압 유체의 최적 공급온도, 공급 속도를 계산하였다. -
Design of Cooling Channels of Preburners for Small Liquid Rocket Engines with Computational Flow and Heat Transfer Analysis
Moon. In-Sang, Lee. Seon-Mi, Moon. Il-Yoon, Yoo. Jae-Han, Lee. Soo-Yong 한국우주과학회 Journal of astronomy and space sciences 7 Pages
한국우주과학회 Journal of astronomy and space sciences 2011, Vol.28 No.3 233-239 (7 pages)
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Manufacturing and characteristics of PAN-based composite carbon fibers containing cellulose particles
Jee-Woo Yang, Da Young Jin, Ji Eun Lee, Seung Goo Lee, Won Ho Park 한국탄소학회 Carbon Letters 8 Pages
한국탄소학회 Carbon Letters 2015, Vol.16 No.3 7 203-210 (8 pages)
This study fabricated low thermal conductive polyacrylonitrile (PAN)-based carbon fibers containing cellulose particles while maintaining their mechanical properties. The high thermal conductivity of carbon fibers limits their application as a high temperature insulator in various systems such as an insulator for propulsion parts in aerospace or missile systems. By controlling process parameters such as the heat treatment temperature of the cellulose particles and the amount of cellulose added,... -
고성능 비행체 엔진을 위한 분출냉각의 연구동향
황기영, 김유일, Hwang. Ki-Young, Kim. You-Il 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 13 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2011, Vol.39 No.10 966-978 (13 pages)
분출냉각은 높은 압력과 온도의 가혹한 환경에서 운용되는 고성능 액체로켓과 공기흡입엔진을 위한 가장 효과적인 냉각방법이다. 분출냉각이 적용되는 경우, 연소기 라이너와 터빈 블레이드/베인은 다공질 벽면을 통과하는 냉각재(공기 또는 연료)뿐만 아니라 차단막으로 작용하는 벽면을 빠져나온 냉각재에 의해 냉각된다. 이러한 냉각기술의 실용화는 가용한 다공질 재료의 부재로 인해 제한을 받아왔다. 그러나 금속결합 기술의 발전으로 확산접합과 식각된 얇은 금속판으로 제작한 Lamilloy$^{(R)}$와 같은 다층 기공 구조물이... -
액체 로켓엔진에서 선형 연소 안정한계에 미치는 유한화학반응 및 막냉각 효과
손채훈, 김홍집, 허환일, 박이선, 문윤완, Son. Chae-Hun, Kim. Hong-Jip, Heo. Hwan-Il, Park. Lee-Seon, Mun. Yun-Wan 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 7 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2006, Vol.34 No.2 75-81 (7 pages)
로켓엔진에서 선형 연소 안정한계에 미치는 유한화학반응의 열적 효과와 막냉각 효과를 조사하였다. 안정한계를 평가하기위해 3차원 연소실에서 유한화학반응을 채택한 반응 유동장 계산으로부터 구한 유동변수들을 사용하였다. 주요 유동변수들의 값은 유한화학반응 모델의 채택으로 인해 상당히 달라졌으며 결과적으로 안정한계도 수정되었다. 유한화학반응은 열적 관점에서 안정성 향상에 기여함을 알았다. 또한 막냉각을 한 경우, 안정성 경향이 향상됨을 알 수 있었다. -
액체로켓엔진의 막냉각에 관한 실험적 연구(I)
최영환, 정해승, 김유, 김선진, Choi. Young-Hwan, Jeong. Hae-Seung, Kim. Yoo, Kim. Sun-Jin 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 5 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2005, Vol.33 No.6 71-75 (5 pages)
추진제로 LOX/kerosene를 사용하는 소형 액체로켓 엔진의 노즐에서 막냉각의 영향을 살펴보고자 물을 냉각제로 사용하여 로켓엔진의 노즐을 막냉각 시켰다. 막냉각제를 추력실로 흘려보내기 위한 막냉각장치를 제작하였으며, 막냉각제의 공급유량은 전체 추진제 공급 유량의 약 15~19% 하였다. 노즐의 열유속은 냉각제(물)의 온도상승과 유량을 측정하여 구하였다. 측정결과 노즐의 입구에서 막냉각제를 직접 분사시켰을 때, 노즐에서의 열유속은 크게 감소하였다. -
가스발생기 산화제 개폐밸브 주름관 구조 평가
유재한, 이중엽, 이수용, 임형태, Yoo. Jae-Han, Lee. Joong-Youp, Lee. Soo-Yong, Lim. Hyeong-Tae 한국항공우주연구원 항공우주기술 7 Pages
한국항공우주연구원 항공우주기술 2012, Vol.11 No.1 91-97 (7 pages)
가스발생기 산화제 개폐 밸브에 사용되는 주름관의 구조 해석 및 시험이 수행되었다. 이 주름관은 극저온에서 압축 변위와 높은 외압 하중을 받는다. 구조 해석은 상온 및 극저온에서 EJMA (Expansion Joint Manufacturing Association) 표준 및 상용 유한 요소 해석프로그램인 Abaqus v6.9를 이용하여 수행되었다. 스프링 강성, 응력 및 피로 수명 해석 결과들이 비교되었고 유한 요소 해석 결과에서 접촉 및 재질의 소성에 의한 영향을 살펴보았다. 또한 파열 시험과 관련된 유한 요소 해석 결과도 제시되었다. -
우주발사체용 터보펌프 액체추진기관 시스템 분석
서견수, 조미옥, 최영인, 홍순도, 오범석, Seo. Kyoun-Su, Joh. Mi-Ok, Choi. Young-In, Hong. Soon-Do, Oh. Bum-Seok 한국항공우주연구원 항공우주기술 6 Pages
한국항공우주연구원 항공우주기술 2003, Vol.2 No.2 151-156 (6 pages)
액체 로켓엔진시스템은 연료공급방식에 따라 가압식과 터보펌프식으로 나눌 수 있으며, KSR-III 과학로켓에서는 가압식 액체 로켓엔진을 사용하였으나, 현 시점에서 우주발사체 1단으로 가압식 액체로켓엔진을 사용하기에는 극복해야할 기술적 과제가 많으며, 가압식 액체로켓 기술의 한계로 인해 터보펌프식 액체 로켓엔진 개발이 요구되고 있다. 본 연구에서는 터보펌프식 액체로켓 엔진시스템의 기본적 특성을 검토하기 위하여 국내 액체로켓 엔진의 차세대 추진제 조합으로 주목받고 있는 케로신(Kerosene)-액체산소(LOX)와... -
70 N급 하이드라진 추력기의 추력실 최적설계와 시험평가 (Part II: 추력실 길이변화에 따른 펄스모드 성능특성)
정훈, 김종현, 김정수, Jung. Hun, Kim. Jong Hyun, Kim. Jeong Soo 한국추진공학회 한국추진공학회지 8 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2014, Vol.18 No.1 50-57 (8 pages)
70 N급 액체로켓엔진 개발모델의 추력실 최적설계형상 도출을 위한 지상연소시험을 수행하였다. 단일추진제급(순도: ${geq}98.5%$) 하이드라진이 연소시험용 추진제로 선정되었고, 특성길이($L^*$) 2.79, 2.95, 그리고 3.13 m를 갖는 추력실에 대한 성능평가가 수행되었다. 시험조건 내에서의 촉매대 $L^*$ 증가는 추력기의 성능저하를 야기하는 것이 관찰되었으며, 개발모델의 펄스응답 성능이 현재 상용화되어 있는 하이드라진 추력기와 비교하여 우수한 것이 확인되었다. -
능동형 대함 유도탄 기만기의 추진 시스템 요구 조건 분석
문용준, 권세진, Moon. Yongjun, Kwon. Sejin 한국추진공학회 한국추진공학회지 9 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2013, Vol.17 No.4 1-9 (9 pages)
능동형 대함 유도탄 기만기의 추진 시스템 요구 조건 및 저장성 액체 이원추진제 로켓 엔진의 적용 가능성을 파악하기 위해 개념 설계를 수행하였다. 이미 미국과 오스트레일리아에서 공동 개발하여 운용 중인 Nulka의 제원을 통해 시스템의 기본적인 무게, 크기 등을 가정하였고, 1,000 N 급 과산화수소/케로신 로켓 엔진과 가압식 추진제 공급 방식으로 추진 시스템을 가정하였다. 이를 바탕으로 최적 궤적을 설계하였고 그 결과를 통해 하부 시스템들의 무게 분포를 예측하고 실현 가능성을 확인하였다. 그 결과, 100초 이상의 운용... -
Research on the Low-Frequency Combustion Characteristics of an Oxygen-Rich Preburner
문인상, 문일윤, 하성업, Moon. Insang, Moon. Ilyoon, Ha. Seong-Up 한국추진공학회 한국추진공학회지 8 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2013, Vol.17 No.1 89-96 (8 pages)
산화제 과잉 예연소기의 연소안정성을 알아보기 위하여 예연소기의 각 부위에서 압력을 측정하였다. 압력측정은 정압센서와 동압센서를 모두 이용하여 이루어졌다. 이 때 사용된 정압센서와 동압센서의 해상도는 각각 최고 1000 Hz와 25,600 Hz이다. 예연소기의 정격압은 200 bar이나 위험을 줄이기 위하여 초기에는 80 bar로 낮추어 시험을 하였고 안정성이 확인된 이후 200 bar 시험을 실시하였다. 또한 모든 시험에서 점화충격을 줄이기 위하여 저압점화 후 연소압을 정격압력까지 올리는 2단 점화를 사용하였다. 시험은 최대 약... -
우주발사체의 비행자세 3축 정밀제어를 위한 소형 액체로켓엔진의 펄스모드 응답특성
정훈, 김종현, 김정수, 배대석, Jung. Hun, Kim. Jong Hyun, Kim. Jeong Soo, Bae. Dae Seok 한국추진공학회 한국추진공학회지 8 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2013, Vol.17 No.1 1-8 (8 pages)
단일액체추진제 하이드라진 추력기는 간단한 구조, 우수한 추진제 저장성, 깨끗한 반응생성물 기체 등과 같은 장점으로 수많은 우주비행체의 궤도 및 자세제어시스템으로 적용되고 있다. 우주발사체의 자세제어시스템에 적용하기 위한 중형급 하이드라진 추력기가 설계 제작되었으며, 성능검증을 위해 수행된 개발모델 추력기의 지상연소시험 결과를 추력, 임펄스 비트, 그리고 엔진 구성품별 온도 및 압력 등을 통하여 제시한다. 개발모델 엔진은 매우 우수한 추력 응답성과 재현성을 보였고, 그 추력성능 효율은 이론설계치 대비 93%... -
메탄/산소 이원액체추진제 로켓엔진 기술개발 동향
김정수, 정훈, 김종현, Kim. Jeong Soo, Jung. Hun, Kim. Jong Hyun 한국추진공학회 한국추진공학회지 11 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2013, Vol.17 No.6 120-130 (11 pages)
최근 들어 차세대 추진제로서 각광을 받고 있는 메탄의 성능특성을 분석하고, 메탄/산소 로켓엔진의 기술개발 동향을 조사하였다. 로켓연료로서의 액체메탄은 무독성, 경제성, 우수한 재생냉각성능, 그리고 행성의 현지자원활용(ISRU) 가능성 등과 같은 여러 유리한 특성을 가지며, 액체산소와의 조합시 높은 비추력 확보 및 시스템 경량화가 가능하다. 이러한 이유로, 메탄/산소 엔진에 대한 연구가 활발하게 진행되고 있기는 하지만 그 기술성숙도가 아직은 그리 높지 않은 것으로 확인되는 바, 메탄 로켓엔진 개발을 통하여 우주기술... -
유전알고리즘을 이용한 액체로켓엔진 설계 최적화
이상복, 임태규, 노태성, Lee. Sang-Bok, Lim. Tae-Kyu, Roh. Tae-Seong 한국추진공학회 한국추진공학회지 9 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2012, Vol.16 No.2 25-33 (9 pages)
유전알고리즘을 사용하여 액체로켓엔진의 연소실 압력과 노즐 확장비, O/F 비 등 주요 설계변수를 최적화하였다. 대상엔진은 LO2/RP-1을 추진제로 사용하는 개방형 가스발생기 사이클을 대상으로 하였다. 연소실의 물성치는 CEA2를 이용하였으며, 무게 산출은 참고문헌을 바탕으로 모델링 하였다. 최적 설계의 목적함수는 비추력과 추력중량비를 다중목표로 설정하여 가중치 방법을 사용하였다. 유전알고리즘을 최적화 과정을 거친 결과 비추력은 최대 4%, 추력중량비는 최대 23% 정도 증가하였다. 또한 다양한 추력에 대해서 Pareto... -
RANS 및 LES를 이용한 리세스가 있는 동축분사기의 유동혼합에 대한 수치해석
박태선, Park. Tae-Seon 한국추진공학회 한국추진공학회지 9 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2012, Vol.16 No.1 55-63 (9 pages)
동축제트분사기에 대한 난류유동의 특징이 비선형 $k-{varepsilon}-f_{mu}$ 모형[1]과 큰에디모사법에 의해서 조사되었다. 비연소조건에서 밀도가 다른 유체가 혼합될 때 레이놀즈수가 일정한 조건에서 리세스와 운동량비가 변화되었다. 비선형 $k-{varepsilon}-f_{mu}$ 모형은 리세스와 운동량비의 다양한 조건에서 의미있는 상관관계를 제안하였다. LES결과는 리세스에 의해서 난류유동 구조의 변화를 잘 묘사해 주었다. 리세스가 있는 경우 난류운동에너지의 발달은 리세스가 없는 경우보다 빠르게 나타났다. 또한, 혼합특성은... -
한국형발사체 액체로켓엔진 시스템
조원국, 박순영, 문윤완, 남창호, 김철웅, 설우석, Cho. Won-Kook, Park. Soon-Young, Moon. Yoon-Wan, Nam. Chang-Ho, Kim. Chul-Woong, Seol. Woo-Seok 한국추진공학회 한국추진공학회지 9 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2010, Vol.14 No.1 56-64 (9 pages)
한국형 발사체 (KSLV-II, Korea Space Launch Vehicle II)에 적용될 액체로켓엔진의 시스템 설계를 수행하였다. 진공 추력 76톤, 진공 비추력 297 sec인 본 엔진은 가스발생기 사이클로 터보펌프 가압방식을 적용한다. 연소기는 재생냉각형이며 연소압 60 bar이다. 추진제는 액체산소/케로신 조합이다. 엔진 시동은 파이로시동기를 이용하며 연소기 점화는 TEA (TriEthylAluminium)를 사용한다. 에너지 밸런스 해석을 통해서 엔진 시스템 성능과 서브시스템 요구 성능을 결정하였다. 연소압, 비추력 및 엔진무게의 적정성을 사례분석을... -
가스발생기 사이클 로켓엔진 성능해석 프로그램 개발
조원국, 박순영, 설우석, Cho. Won-Kook, Park. Soon-Young, Seo. Woo-Seok 한국추진공학회 한국추진공학회지 8 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2008, Vol.12 No.5 18-25 (8 pages)
가스발생기 사이클 액체로켓엔진의 성능 해석 프로그램을 개발하였다. 본 프로그램은 구성품의 성능으로부터 시스템의 성능을 예측하는 기능을 가지며 구성품 성능은 별도의 해석이나 실험에 의한 성능결과에 근거한 모델로 평가한다. 프로그램은 기존의 개념설계 연구와 비교하여 검증하였다. 서브시스템의 성능 모델은 MC-1 엔진 설계 및 10톤 추력 엔진에 대한 시스템 해석 결과와 비교하여 적절한 결과를 주는 것으로 확인하였다. 적용 예로서 LOx/Jet-A1을 사용한 30톤급 엔진의 성능을 제시하였다. -
액체로켓엔진에 장착되는 스월 분사기의 분무 모델 개발 및 검증
문윤완, 설우석, Moon. Yoon-Wan, Seol. Woo-Seok 한국추진공학회 한국추진공학회지 14 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2007, Vol.11 No.5 37-50 (14 pages)
본 연구에서는 액체 추진제 로켓엔진의 연소기에 주로 사용되는 액체 동축 스월형 분사기의 분무특성을 예측할 수 있는 모델을 개발하여 분무 연소장을 계산하기위하여 개발된 KIVA의 환경에 적합하도록 유도하였다. 액막의 분열에는 선형 안정성 이론을 도입하여 장파와 단파의 영역을 모두 고려할 수 있는 모델을 개발하였고 점성이 고려된 수력학적 해석을 통해 초기의 액막 두께와 분무각 및 분사 속도를 예측하였다. 또한 개발된 분무 모델에 대한 난류 모델의 적합성을 평가하여 RNC $k-{varepsilon}$ 모델이 적합함을 알았다.... -
액체 로켓엔진 연소기 사용 재료의 상온 브레이징부 인장강도 특성
정용현, 류철성, 최민수 한국추진공학회 한국추진공학회지 7 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2003, Vol.7 No.4 73-79 (7 pages)
재생 냉각형 액체 로켓엔진 제작에 주로 사용되는 합금에 대하여 브레이징 접합 강도 시험 및 파단면 분석을 실시하였다. 브레이징 시 사용되는 용가재(Filler Metal)로 니켈을 주성분으로 하는 BNi-2, BNi-7를 사용하였다. 5종의 합금에 대하여 모두 12개의 시편을 제작하여 인장 강도 시험 및 금속현미경을 통한 접합면 분석을 통해 재료 및 용가재 특성을 분석하였다. 크롬동과 타 합금과의 접합 강도가 크롬/지르코늄동과 타 합금과의 접합 강도보다 높게 나왔다. BNi-2가 BNi-7보다 모재에 대한 젖음성이 보다 더 우수하여 접합면... -
액체로켓엔진 산화제 배관 시스템 전산유동해석
문인상, 문일윤, 이수용, Moon. In-Sang, Moon. Il-Yoon, Lee. Soo-Yong 한국우주과학회 韓國宇宙科學會誌 10 Pages
한국우주과학회 韓國宇宙科學會誌 2009, Vol.26 No.4 693-702 (10 pages)
액체로켓엔진의 구성품 중 하나인 산화제 라인 시스템의 3차원 모델과 유동해석을 수행하였다. 전체 시스템의 유동해석에 앞서 각 구성품들의 개별적인 유동해석과 단순화된 모델을 통해 최적의 위치를 결정하였다. 그 결과 가스발생기 라인의 입구는 압력보상이 필요하며 오리피스의 위치에 따라 출구 유동의 형태가 달라지는 것을 확인할 수 있었다. 전체적으로 해석된 라인 시스템은 주어진 요구조건을 만족하는 것으로 나타났으며 이는 실제 제품 제작과 시험을 통해 확인할 예정이다. -
액체로켓용 Unlike-doublet 인젝터의 혼합특성 연구
이인수, 정기훈, 임병직, 윤영빈, Lee. In-Su, Jung. Ki-Hoon, Lim. Byoung-Gjik, Yoon. Young-Bin 한국액체미립화학회 한국액체미립화학회지 8 Pages
한국액체미립화학회 한국액체미립화학회지 2002, Vol.7 No.1 21-28 (8 pages)
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충돌제트로 생성되는 분무의 특성에 관한 연구
강보선, Kang. B.S. 한국액체미립화학회 한국액체미립화학회지 7 Pages
한국액체미립화학회 한국액체미립화학회지 1997, Vol.2 No.4 22-28 (7 pages)
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재생냉각시스템의 성능예측기법에 관한 실험적 연구
정세용, 이양석, Jung. Se-Yong, Lee. Yang-Suk 한국군사과학기술학회 韓國軍事科學技術學會誌 10 Pages
한국군사과학기술학회 韓國軍事科學技術學會誌 2009, Vol.12 No.3 396-405 (10 pages)
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헬름홀쯔 공명기의 기하학적 형상과 가진 음압에 따른 감쇠 특성
송재강, 김기우, 채병찬, 고영성, 김선진, Song. Jae-Kang, Kim. Ki-Woo, Chae. Byoung-Chan, Ko. Young-Sung, Kim. Sun-Jin 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 7 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2010, Vol.38 No.10 966-972 (7 pages)
본 연구에서는 연소불안정 현상을 제어하는 수동적 기구의 하나인 음향공을 적용하여, 음향공의 설계 변수(오리피스 길이와 지름)와 가진 음압에 따른 감쇠 효과를 선형음향해석과 상온 음향시험을 통하여 연구하였다. 오리피스의 길이가 짧고, 지름이 클수록 감쇠효과가 증가하는 것을 확인하였으며 실험과 선형 음향 해석 결과가 서로 동일한 경향을 보이는 것을 확인하였다. 또한, 가진 음압의 크기가 110 dB 이상에서 감쇠 능력이 비선형적으로 감소하는 것을 확인하였으며, 음향공 오리피스의 단면적이 증가할수록 감소량이 감소하는... -
액체로켓엔진 연소기를 이용한 고고도 환경 모사용 디퓨저 시동특성 연구
이양석, 전준수, 고영성, 김유, 김선진, Lee. Yang-Suk, Jeon. Jun-Su, Ko. Young-Sung, Kim. Yoo, Kim. Sun-Jin 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 7 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2010, Vol.38 No.12 1195-1201 (7 pages)
본 연구에서는 액체 로켓 엔진의 고온 연소 가스를 이용하여 축소형 고고도 환경 모사용 초음속 디퓨저 성능 실험을 수행하였다. 실험 장치는 연소실, 진공 챔버, 디퓨저로 구성되어 있다. 고고도 환경 모사 시험은 연소실 압력이 약 26, 29, 32barg 세 조건으로 수행하였고, 세가지 조건에서 모두 디퓨저는 성공적으로 시동되었으며 진공 챔버 압력이 약 140torr로 형성하였다. 이전의 상온 고압 가스를 이용한 디퓨저의 시동 특성과 비교하였을 때 시동 압력과 압력 분포 등의 시동 특성의 경향성은 유사하였으나, 고온 환경으로 인하여... -
산화제 개폐밸브의 힘평형에 관한 연구
전재형, 홍문근, 김현준, 이수용, Jeon. Jae-Hyoung, Hong. Moon-Geun, Kim. Hyun-Jun, Lee. Soo-Yong 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 7 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2009, Vol.37 No.8 812-818 (7 pages)
산화제 개폐밸브는 일반적으로 공압으로 포핏을 열고 닫음으로써 로켓엔진에 액체산화제유량을 제어한다. 상용되는 산업용 밸브와는 달리 현재 개발 중인 산화제 개폐밸브는 밸브는 효과적인 기밀을 위해 피스톤과 포핏이 접촉되어 있을 뿐, 분리되어 설계되어졌다. 밸브가 닫히는 동안 피스톤과 포핏이 떨어져서 움직이는 것을 피하고, 밸브의 전반적인 작동 성능을 파악하기 위해서 힘평형 해석이 수행되었다. 또한 더욱 정확한 해석을 위해, 마찰력과 포핏에 작용하는 힘을 각각 시험과 CFD 해석을 통해 구해내었다. 해석 결과를 통해... -
액체로켓엔진용 산화제펌프에 대한 액체산소 성능시험
홍순삼, 김대진, 김진선, 김진한, Hong. Soon-Sam, Kim. Dae-Jin, Kim. Jin-Sun, Kim. Jin-Han 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 7 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2009, Vol.37 No.8 805-811 (7 pages)
가스발생기 사이클의 추력 30톤급 엔진에 적용 가능한 터보펌프의 구성품인 산화제펌프에 대하여 실제 작동 유체인 액체산소를 이용한 시험이 이루어졌다. 본 시험에서 터빈은 상온 수소 가스로 구동되었다. 산화제펌프는 설계점 및 탈설계점에서 안정적으로 작동되었고 성능 요구조건을 만족시켰다. 액체산소를 매질로 하는 경우의 산화제펌프 양정계수는 물을 매질로 하는 경우에 비하여 약 2~3% 더 낮은 값을 보였다. 산화제펌프 구동에 필요한 동력과 터빈에서 생성되는 동력이 서로 잘 일치하였다. -
추력 30톤급 액체산소/케로신 로켓엔진 연소장치 개발(II)-가스발생기
최환석, 서성현, 김영목, 조광래, Choi. Hwan-Seok, Seo. Seong-Hyeon, Kim. Young-Mog, Cho. Gwang-Rae 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 10 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2009, Vol.37 No.10 1038-1047 (10 pages)
추력 30톤급 펌프공급방식 액체로켓엔진을 위한 가스발생기 개발 과정에 관하여 기술하였다. 액체산소와 케로신을 추진제로 연료 과농 조건에서 작동하는 가스발생기의 개발을 위해 분사기 개발에서부터 시작하여 축소형, 실물형 개발시제를 거쳐 가스발생기 단품 개발을 성공적으로 완료하였다. 가스발생기 설계 과정에서 다양한 해석적 방법을 적용하였으며 점화 시험, 연소성능 및 연소안정성 평가시험, 내구성 평가시험 등을 통해 가스발생기의 성능요구사항을 시험적으로 검증하였다. 개발된 가스발생기는 연소압 및 혼합비 운용... -
추력 30톤급 액체산소/케로신 로켓엔진 연소장치 개발(I)-연소기
최환석, 한영민, 김영목, 조광래, Choi. Hwan-Seok, Han. Young-Min, Kim. Young-Mog, Cho. Gwang-Rae 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 11 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2009, Vol.37 No.10 1027-1037 (11 pages)
우주발사체용 30톤급 액체로켓엔진 재생냉각 연소기 개발과정에 관하여 기술하였다. 이중추진제 동축 와류형 분사기 개발에서부터 시작하여 축소형 연소기를 통해 요소기술을 검증하고 개발된 기술을 실물형 연소기에 적용하였다. 총 5기의 실물형 연소기 개발시제를 사용하여 점화성능, 연소안정성, 연소성능, 냉각성능, 내구성 등의 검증을 수행하였다. 이 과정에서 총 46회의 실물형 연소기 연소시험을 실시하였고 이 중 23회는 기폭장치를 이용한 연소안정성 평가시험을 병행하였다. 시험 결과 30톤급 재생냉각 연소기는 연소 성능 및... -
가스발생기 후연소 액체로켓엔진 개념설계 소프트웨어 개발
문인상, 신지철, 문일윤, Moon. In-Sang, Shin. Ji-Chul, Moon. Il-Yoon 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 7 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2008, Vol.36 No.11 1132-1138 (7 pages)
가스발생기 후연소 액체로켓엔진의 특징을 설명하고 이를 모사할 수 있는 프로그램을 작성하였다. 프로그램은 Matlab를 사용하여 작성되었으며 GUI환경을 갖추고 있기 때문에 특별히 사용방법을 익히지 않고 바로 사용할 수 있다는 장점을 가지고 있다. 작성된 프로그램의 검증을 위해서 선진국 엔진과 비교하였으며 대부분 1% 이내의 오차로 비교적 실제 엔진과 가깝게 모사할 수 있는 것을 확인하였다. 다만 압력부분에서 많은 오차를 보이고 있는데 이는 실제 엔진보다 공급시스템에 차압이 낮게 주어졌기 때문으로 판단된다. -
위성 발사체 액체 로켓 엔진의 Pre-burner 성능 모사
신지철, 정태규, 이수용, Shin. Ji-Chul, Jung. Tae-Kyu, Lee. Soo-Yong 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 6 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2008, Vol.36 No.12 1180-1185 (6 pages)
다단 연소를 수행하는 위성 발사체 액체 로켓 엔진의 예연소기 성능을 모사한 in-house code가 개발되고 검증되었다. CEA (Chemical Equilibrium with Applications)의 해석 알고리듬을 바탕으로 하여 예연소기의 화학 반응을 모델링 하였고, gas dynamics 모델링과 연동시켜 예연소기의 성능을 모사하였다. CEA와 비교한 결과 아주 높거나 아주 낮은 O/F ratio를 제외하고는 계산 값들이 거의 일치함을 보여 주었다. 또한 실제 엔진 (RD-8)의 성능곡선과 비교한 결과 개발된 in-house code의 계산 값들이 타당한 범위 내에서 모사되었고,... -
액체 로켓 엔진시스템 개념설계를 위한 모듈화 프로그램 Part II: 통합 모듈화 프로그램
박병훈, 양희성, 김원호, 윤웅섭, Park. Byung-Hoon, Yang. Hee-Sung, Kim. Won-Ho, Yoon. Woong-Sup 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 10 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2007, Vol.35 No.9 816-825 (10 pages)
액체 로켓 엔진시스템 개념설계를 위하여 주요 엔진 구성품들에 대한 모듈 프로그램을 통합한 성능 설계 프로그램을 작성하였다. 구성품에 대한 모듈 프로그램은 설계 인자를 수학적으로 묘사하였고, 구성품 간의 유량과 압력을 매칭시켜 각 모듈 프로그램을 통합함으로써 반복계산을 통해 엔진 성능을 예측하는 모듈화 프로그램을 작성하였다. 구성품간의 유량이 조율되고, 유량의 함수로 계산된 각 구성품에서의 압력강하량을 합산하여 터보펌프 출구조건을 부여하도록 하였다. 프로그램의 계산과정과 설계방법을 간략하게 제시하고,... -
액체 로켓 엔진시스템 개념설계를 위한 모듈화 프로그램 Part I : 주요 구성품 설계
양희성, 박병훈, 윤웅섭, Yang. Hee-Sung, Park. Byung-Hoon, Yoon. Woong-Sup 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 11 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2007, Vol.35 No.9 805-815 (11 pages)
단일추력의 정상 작동 상태의 액체 로켓 엔진 시스템 모듈화 프로그램을 작성하기 위한 선행 연구로 엔진 주요 구성품들에 대한 성능설계 프로그램을 작성하였다. 주요 구성품으로는 추력실, 원심형 펌프, 충동형 터빈, 재생 냉각 채널 등이 고려되었다. 복잡성을 피하기 위하여 열역학적 관계식 및 비점성 이론을 바탕으로 한 여러가지 관계식들과 간략한 수학적 모델을 사용하였다. 본 논문에서는 도출된 결과를 정성적으로 살펴보고, 주요 설계 파라미터를 바꿔가면서 구성품의 작동특성 변화에 대한 경향성을 검토함으로써 일반적인... -
연료 과농 가스발생기의 연소 가스 물성치에 관한 연구
서성현, 최환석, 한영민, 김성구 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 5 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2006, Vol.34 No.10 56-60 (5 pages)
액체 로켓 엔진용 가스발생기 개발을 위해서는 추진제 O/F ratio에 따른 연소 가스의 열역학적 물성치 예측이 필수적이다. 본 연구에서는 액체산소/Jet A-1 조합의 연료 과농 가스발생기의 실 추진제 연소 시험을 통해 O/F ratio 변화에 따른 연소 생성 가스의 온도를 계측하였다. 또한 연소실 내 동압 섭동 측정 및 정압 측정 결과를 이용하여 비열비, 가스 상수, 정압 비열과 같은 연소 가스의 열역학적 물성치를 간접적으로 산출해내었다. 본 실험값은 화학평형코드 결과를 통해 구한 보간 계수를 이용한 예측 결과와 비교해보았을 때... -
액체로켓엔진 성능 및 냉각특성 연구를 위한 연소시험장치 개발
김동환, 이성웅, 유병일, Kim. Dong-Hwan, Lee. Seong-Ung, Yu. Byeong-Il 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 6 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2006, Vol.34 No.2 106-111 (6 pages)
액체로켓엔진의 성능 및 냉각특성 연구를 위한 연소시험장치를 개발하였다. 본 시험장치는 액체산소와 kerosene을 추진제로 사용하는 추력 1.0 KN 이하의 액체로켓엔진의 성능 및 냉각 특성연구가 가능하며, 실제 연소시험을 통해 정상적인 작동을 확인하였다. 향후 액화천연가스와 천연가스를 사용하는 로켓엔진의 시험 및 재생냉각시험이 가능토록 설비 개량을 실시할 예정이다 -
연소안정성 평가시험 기법을 위한 펄스건 압력파 유도장치 개발 실험
이광진, 김홍집, 서성현, 문일윤, 김형모, 이수용, 고영성, Lee. Kwang-Jin, Kim. Hong-Jip, Seo. Seong-Hyeon, Moon. Il-Yoon, Kim. Hyung-Mo, Lee. Soo-Yong, Ko. Young-Su 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 8 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2005, Vol.33 No.3 99-106 (8 pages)
액체로켓엔진 개발에서 필수 단계인 연소안정성 확인을 위한 연소안정성 평가시험(stability rating test) 방법의 개발을 위해서는 압력교란장치의 특성과 더불어 안전한 연소시험 절차(sequence)의 확립이 필수적이다. 따라서 본 연구에서는 연소안정성 평가시험을 위해 개발된 펄스건을 액체로켓엔진의 연소시험에 실제로 적용하기 위한 단계로서, 적절한 연소 시험 절차를 개발/검증하고자 하였다. 먼저 펄스건을 실제로 연소실 외벽에 장착하게 되는 압력파 유도장치를 설계하고, 펄스건의 오작동을 방지하기 위한 압력파 유도장치... -
연소실 보호를 위한 재생냉각 방식 연구
박희호, 김정훈, 최영환, 김유, Park. Hee-Ho, Kim. Jung-Hun, Choi. Young-Hwan, Kim. Yoo 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 8 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2005, Vol.33 No.3 78-85 (8 pages)
본 연구는 재생냉각 시스템 설계를 위한 설계절차를 확립하고, 프로그램을 개발하는 것이다. 재생냉각 시스템 개발을 위한 설계변수를 도출하기 위해서 물을 냉각제로 하는 냉각 시스템을 설계절차에 맞추어 설계하였다. 물을 냉각제로 하는 $250kg_{f}$급 엔진을 이용한 연소시험을 통해서 제안된 예측결과와 실험결과를 비교하였고, 비교적 일치함을 보였다. 이와 같이 검증된 설계 프로그램이 케로신을 냉각제로 하는 재생냉각 시스템에 적용 가능함을 확인하였다. 본 연구를 통해 얻은 기초 자료와 관계식은 실제 액체로켓엔진 설계에... -
액체로켓엔진 연료로서 액화천연가스 특성 평가
한풍규, 남궁혁준, 김경호, Han. Poong-Gyoo, NamKoung. Hyuck-Joon, Kim. Kyoung-Ho 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 8 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2004, Vol.32 No.3 66-73 (8 pages)
탄화수소 계열의 액체로켓엔진용 연료로서의 액화천연가스의 특성을 성분 및 함량 분석, 냉각제로서의 특성과 엔진 성능 인자로서 특성속도와 비추력 관점에서 평가하였다. 액화천연가스내의 메탄의 함량이 연료로서의 특성을 결정짓는 주요한 인자이었으며, 재생냉각형 액체로켓엔진의 연료로 사용되기 위해서는 최소 90% 이상의 메탄 함량이 요구되는 것으로 판단된다. 한편, 예비 냉각에 의한 액화천연가스의 일부 성분의 응결이 예상되어 정상적인 엔진 작동을 방해하는 요소가 될 수 있다. 약 90%의 메탄 체적 함량을 가지는... -
터보펌프식 액체로켓엔진의 시스템 해석
이진근, 김진한, Lee. Jin-Kun, Kim. Jin-Han 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 7 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2004, Vol.32 No.5 109-115 (7 pages)
액체산소와 등유를 추진제로 사용하는 액체로켓엔진 터보펌프의 기본설계 사양을 도출하기 위한 1차원 시스템 설계 프로그램을 개발하였다. 터보펌프식 액체로켓엔진 시스템으로는 가스발생기 사이클과 단계식 연소 사이클 두 가지 사양을 고려하였다. 시스템 해석을 통하여 엔진 시스템의 유량 밸런스, 추력, 비추력, 혼합비, 터보펌프의 출력, 터빈 팽창비에 대한 분석이 수행되었으며 가스발생기를 제외한 대부분의 설계변수들이 실제 엔진과 잘 일치하는 결과를 얻었다. 본 논문에서는 개발된 1차원 시스템 설계 프로그램을 사용하여... -
케로신과 액체산소를 추진제로 하는 10톤급 액체로켓엔진의 재생냉각 특성 평가
한풍규, 조원국, 조용호, Han. Poong-Gyoo, Cho. Won-Kook, Cho. Yong-Ho 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 7 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2004, Vol.32 No.4 111-117 (7 pages)
케로신과 액체산소를 추진제로 하며, 10톤을 설계 추력으로 하는 우주 발사체의 2단용 액체로켓엔진의 재생 냉각 특성에 대한 해석적 연구를 수행하였다. 또한 보조적인 냉각 방법으로서 노즐 확장부에는 대기로의 복사 방열에 의한 냉각을 적용하였다. 본 연구를 통해, 케로신을 연료로 하는 10톤 추력의 2단용 액체로켓엔진에서 재생냉각과 복사 냉각에 의한 냉각 기구만으로는 소재의 열 및 열구조적인 불안정성과 냉각채널에서의 과다한 압력강하에 의해 적합하지 않다는 것을 확인하였다. -
액체 로켓엔진 연소 안정성 평가를 위한 압력 교란 장치 특성 연구
서성현, 고영성, 이광진, 박성진, 이수용, Seo. Seong-Hyeon, Go. Yeong-Seong, Lee. Gwang-Jin, Park. Seong-Jin, Lee. Su-Yong 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 6 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2003, Vol.31 No.7 94-99 (6 pages)
액체로켓엔진의 연소 안정성 평가를 위한 압력 교란 장치인 펄스건은 내재된 화약 폭발시 충격파를 유도관을 통해 엔진 연소기 내부로 전달 발생시키게 된다. 본 연구에서는 펄스건 특성에 영향을 주는 여러 가지 인자 중 화약 충진량에 의한 충격파 특성 파악을 위해 KSR-III 주 엔진과 같은 직경 크기를 갖는 모사 챕버를 이용하였다. 펄스건 출구에서 발생하는 충격파는 축대칭의 균일한 형상의 세기를 지니고 있으며 전체적인 세기 분포는 챔버 내의 압력에 따라 변화함을 확인하였다. 펄스건의 충격파는 상온 상태 조건에서 챔버내의... -
막냉각 효과를 고려한 액체로켓 엔진의 연소 특성에 관한 연구
변도영, 김만영, 백승욱, Byeon. Do-Yeong, Kim. Man-Yeong, Baek. Seung-Uk 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 8 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2003, Vol.31 No.8 69-76 (8 pages)
액체로켓 연소기 내의 막냉각 특성 분석을 위한 비회체 분무연소에 대한 수치해석을 수행하였다. 막냉각 연료의 특성에 따른 연소기 벽면의 온도변화를 살펴보기 위하여 막냉각용 연료의 유랑, 막냉각용 액적의 직경, 그리고 공기/연료 혼합비를 매개변수로 한 수치해석을 수행하여 연소기 벽면의 온도는 막냉각용 연료 액적 직경의 변화에는 큰 영향을 받지 않지만 막냉각용 연료 유량 및 공기/연료 혼합비에 영향을 받고 있음을 확인하였다. 또한, 추진기관 벽면으로 전달되는 전도 및 복사열유속을 고찰함으로서 이러한 액체... -
KSR-III 축소형(I) 엔진의 연소 시험
김영한, 김용욱, 문일윤, 고영성, 이수용, 류철성, 설우석, Kim. Y.H., Kim. Y.W., Moon. I.Y., Ko. Y.S., Lee. S.Y., Ryu. C.S., Seol. W.S. 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 6 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2002, Vol.30 No.8 120-125 (6 pages)
KSR-III 축소(I) 기본형 엔진에 대한 연소 시험을 실시한 결과 분사면의 내열 특성이 불량한 것으로 판명되었으며, 이에 기본형 엔진의 설계를 다각도로 수정한 축소(I) 수정형 엔진을 제작하게 되었다. 주요 설계 파라미터는 주분사기의 배열, 주분사기의 충돌각, 열차폐코팅이었으며 이들에 대한 시험적 연구를 수행하고 각 디자인에 대한 엔진 성능 및 내열 성능을 비교하였다. 내열 성능은 직교배열의 경우, 주분사기 충돌각이 작은 경우, 열차폐 코팅이 있는 경우 향상되는 경향을 보였으며, 일부는 30초 시험을 통해서 적절한 내열... -
논문 : 액체 로켓엔진 연소 안정성 평가를 위한 압력 교란 장치 특성 연구
서성현, 고영성, 이광진, 박성진, 이수용, Seo. Seong-Hyeon, Go. Yeong-Seong, Lee. Gwang-Jin, Park. Seong-Jin, Lee. Su-Yong 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 6 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2003, Vol.31 No.7 94-99 (6 pages)
액체로켓엔진의 연소 안정성 평가를 위한 압력 교란 장치인 펄스건은 내재된 화약 폭발시 충격파를 유도관을 통해 엔진 연소기 내부로 전달 발생시키게 된다. 본 연구에서는 펄스건 특성에 영향을 주는 여러 가지 인자 중 화약 충진량에 의한 충격파 특성 파악을 위해 KSR-III 주 엔진과 같은 직경 크기를 갖는 모사 챕버를 이용하였다. 펄스건 출구에서 발생하는 충격파는 축대칭의 균일한 형상의 세기를 지니고 있으며 전체적인 세기 분포는 챔버 내의 압력에 따라 변화함을 확인하였다. 펄스건의 충격파는 상온 상태 조건에서 챔버내의... -
논문 : 막냉각 효과를 고려한 액체로켓 엔진의 연소 특성에 관한 연구
변도영, 김만영, 백승욱, Byeon. Do-Yeong, Kim. Man-Yeong, Baek. Seung-Uk 한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 8 Pages
한국항공우주학회 韓國航空宇宙學會誌 2003, Vol.31 No.8 69-76 (8 pages)
액체로켓 연소기 내의 막냉각 특성 분석을 위한 비회체 분무연소에 대한 수치해석을 수행하였다. 막냉각 연료의 특성에 따른 연소기 벽면의 온도변화를 살펴보기 위하여 막냉각용 연료의 유랑, 막냉각용 액적의 직경, 그리고 공기/연료 혼합비를 매개변수로 한 수치해석을 수행하여 연소기 벽면의 온도는 막냉각용 연료 액적 직경의 변화에는 큰 영향을 받지 않지만 막냉각용 연료 유량 및 공기/연료 혼합비에 영향을 받고 있음을 확인하였다. 또한, 추진기관 벽면으로 전달되는 전도 및 복사열유속을 고찰함으로서 이러한 액체...
