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저추력 액체로켓엔진의 추력 측정 장치 개발 및 신뢰도 평가 기법에 관한 연구
이동형, 이양석, 고영성, 김유, 김선진, 문일윤, 이형술, Lee. Dong-Hyeong, Lee. Yang-Suk, Ko. Young-Sung, Kim. Yoo, Kim. Sun-Jin, Moon. Il-Yoon, Lee. Hyung-Sool 한국추진공학회 한국추진공학회지 11 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2009, Vol.13 No.3 9-19 (11 pages)
추진기관의 개발 단계에 있어서 정확한 추력 성능 평가는 매우 중요한 부분을 차지한다. 특히 저추력 액체로켓엔진의 경우 측정오차 및 추진제 공급시스템으로 인한 추력 손실이 측정된 추력에 미치는 영향은 상당하다. 본 연구에서는 이들의 영향을 최소화하는 기존의 추력 측정 장치를 보완한 정 추력 측정 범위 150 ~ 1500 N, 추력 측정오차 10 N 이하의 추력 측정 장치를 개발하여 작은 추력을 발생하는 액체로켓엔진의 정확한 추력 측정을 가능하도록 하였다. 또한, 추력단계별시험을 바탕으로 신뢰도 평가 기법을 확립하여 본... -
가스발생기 산화제 개폐밸브의 내부 유동특성 및 구조해석에 관한 연구
이종률, 허환일, 안양우, Lee. Jongl-Yul, Huh. Hwan-Il, Ahn. Yang-Woo 한국추진공학회 한국추진공학회지 8 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2009, Vol.13 No.6 48-55 (8 pages)
가스발생기 산화제 개폐밸브는 추진기관 엔진공급계에 적용되며, 산화제 개폐를 안정적으로 하는 것을 목표로 한다. 작동유체인 액체산소(LOx)의 유동특성을 고려한 산화제 개폐밸브의 내부 유동 특성을 상용 Software인 FLUENT(Ver. 6.3.26)를 이용해 모사해 보았으며, 작동 압력에 따른 안정성을 NASTRAN(2005 r.2)과 PATRAN(2005 r.2)을 사용하여 계산해 보았다. 밸브의 내부형상 변화에 따른 유량예측 및 구조해석 결과 유량은 2.3~3.8 kg/s, 안전계수는 1.09~1.42 정도로 계산되었다. -
액체로켓 엔진 연소장치의 연소 안정성 평가 기준에 대한 연구
서성현, 이광진, 최환석, Seo. Seong-Hyeon, Lee. Kwang-Jin, Choi. Hwan-Seok 한국추진공학회 한국추진공학회지 7 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2009, Vol.13 No.6 34-40 (7 pages)
본 논문은 액체로켓엔진의 구성품인 연소기와 가스발생기의 연소 안정성 평가를 위한 평가 방법과 기준에 관해 서술하였다. 두 가지 평가 방법이 있는데, 첫 번째는 일반적인 정상 연소 시험을 통해 연소 안정성 여부를 판단하는 통계적인 접근 방식을 취하는 정적 평가와 두 번째로는 연소장에 압력 교란을 일으키는 장치를 이용, 생성된 펄스의 감쇠 특성을 파악하는 동적 평가가 있다. 누적된 실제 추진제 연소 시험 결과를 통해서 정적 평가의 안정성 여부는 Root-Mean-Square 값이 연소실 압력의 3%, 동적 안정성 여부는 가진된 압력... -
KARI 30톤급 액체 로켓 엔진 노즐 유동 화학 평형 해석
이대성, 강기하, 조덕래, 최정열, 최환석, Lee. Dae-Sung, Kang. Ki-Ha, Cho. D.R., Choi. Jeong-Yeol, Choi. H.S. 한국추진공학회 한국추진공학회지 7 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2008, Vol.12 No.3 9-15 (7 pages)
고고도 추진 기관으로 개발되고 있는 항공우주연구원의 30톤급 액체 로켓 엔진 노즐 성능의 신뢰성 있는 성능 예측을 위하여 화학적 동결 및 평형 유동 해석을 수행하였다. 해석은 이전의 연구에서 개발된 해석 코드를 보완하여 수행하였다. 비평형 해석이 가장 신뢰할 만한 방법이기는 하지만 수렴특성과 불확실성을 고려할 때 연계된 동결 및 평형 해석이 비용측면에서 효율적인 방법임을 확인 할 수 있었다. 이 해석으로부터 노즐 유동의 팽창 과정에서 나타나는 화학적 재결합 효과에 의한 열 및 운동에너지의 회복 및 점성 효과를... -
국내 터보펌프 개발 현황
김진한, Kim. Jin-Han 한국추진공학회 한국추진공학회지 6 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2008, Vol.12 No.5 73-78 (6 pages)
국내에서는 1999년부터 터보펌프의 개발을 실질적으로 시작하였다. 최근 국내에서 독자적으로 개발한 30톤급 액체로켓엔진용 터보펌프는, 엔진에서 요구하는 모든 작동영역에서의 실매질성능시험을 성공적으로 통과하였다. 이는 터보펌프가 우리나라의 액체로켓엔진의 독자개발에 있어 큰 기술적 장벽으로 여겨져 왔다는 점에서 큰 의미를 갖는다. 본 논문에서는 그간 국내에서 수행되어온 터보펌프관련 개발 현황과 향후 나아가야 할 방향에 대하여 제언하고자 한다. -
액체로켓엔진의 연소불안정 현상
길태옥, 임지혁, 윤영빈, Khil. Tae-Ock, Im. Ji-Hyuk, Yoon. Young-Bin 한국추진공학회 한국추진공학회지 14 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2007, Vol.11 No.1 71-84 (14 pages)
액체추진제 로켓 엔진에서 발생되는 연소불안정 현상에 대해 논의하였다. 지난 1930년대에 고체 및 액체 로켓에서 발견되었던 연소불안정 현상은 연소현상을 이용하는 가스터빈, 램 및 스크램젯, 로켓 등 모든 기관에서 문제가 대두되었고, 이러한 기관들의 안정적인 운용을 위해서는 연소 불안정성에 대한 연구가 필요하게 되었다. 그러나 엔진을 파괴하는 심각한 현상을 초래하는 이 현상을 아직까지 완전히 제어하고 있지 못하다. 따라서 연소불안정 현상이 발생되는 원인과 메커니즘을 알아보고, 액체추진제 로켓에 대한 각국의... -
액체로켓용 연료 과농 가스발생기 개발
서성현, 안규복, 임병직, 김종규, 이광진, 한영민, 류철성, 김홍집, 최환석, Seo. Seong-Hyeon, Ahn. Kyu-Bok, Lim. Byoung-Jik, Kim. Jong-Gyu, Lee. Kwang-Jin, Han. Yeoung-Min, R 한국추진공학회 한국추진공학회지 8 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2007, Vol.11 No.4 38-45 (8 pages)
국내 최초로 액체로켓엔진용 연료 과농 가스발생기가 개발되었으며 이것은 고온, 고압가스(약 900 K, 약 58 bar)를 초당 4 kg이상 발생시킬 수 있다. 고압가스는 터보펌프 터빈을 구동하며, 추진제 탱크에 필요한 열 공급원으로 사용될 수 있다. 본 가스발생기는 개념설계 및 초기 개발시험을 거쳐 최종 형상이 결정되었으며, 구조 및 열 해석이 동시에 진행되었다. 제작은 정밀 기계가공과 표면처리, 특수용접공정을 통해 이루어졌으며, 최종 개발 성능 및 기능 특성 확인을 위해 두 종류의 가스발생기가 제작되어 연소시험을 통한... -
로켓엔진 연소기에서 음향 공명기의 bituning에 관한 수치적 연구
이수룡, 손채훈, Lee. Su-Ryong, Sohn. Chae-Hoon 한국추진공학회 한국추진공학회지 8 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2006, Vol.10 No.1 1-8 (8 pages)
액체 로켓엔진 연소기에서 음향감쇠에 미치는 음향 공명기의 이중 주파수 동조(bituning) 효과를, 선형 음향해석을 통해 조사하였다. 이중 주파수 동조된 공명기는, 두가지 주요한 음향파 진동 모드인 제1접선 방향(1T) 모드와 제1반경 방향(1R) 모드에 동조된다. 먼저, 단일 주파수 동조된 공명기의 음향감쇠 효과를 조사하였다. 감쇠 성능은, 1T 또는 1R 모드에 동조된 공명기 개수의 함수로서 감쇠인자에 의해 정량화되었다. 다음으로, 이중 주파수 동조된 공명기의 감쇠 특성을 조사하였다 수치해석 결과로부터, 1T와 1R 모드 각각에... -
막냉각량에 따른 축소형 칼로리미터의 열유속 특성에 관한 연구
김종규, 임병직, 서성현, 한영민, 김홍집, 최환석, Kim. Jong-Gyu, Lim. Byoung-Jik, Seo. Seong-Hyeon, Han. Yeoung-Min, Kim. Hong-Jip, Choi. Hwan-Seok 한국추진공학회 한국추진공학회지 7 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2006, Vol.10 No.4 93-99 (7 pages)
막냉각량과 작동점의 변화에 따른 축소형 칼로리미터의 열유속 특성을 실험과 해석을 통해 알아보았다. 칼로리미터의 실린더 부분은 8개의 채널로, 노즐부는 11개의 채널로 구성되어 있다. 설계점 연소시험 시 막냉각량이 전체 연료유량의 10.5%일 때 노즐목에서의 열유속은 막냉각이 없을 때보다 약30% 감소하였다. 또한 막냉각이 없을 경우, 고압-고혼합비 조건 연소 시험 시 노즐목에서의 열유속이 설계점 시험 시보다 약 31% 증가함을 보였다. -
막냉각 모형을 이용한 액체로켓엔진 연소기의 열해석
김홍집, 조원국, 문윤완, Kim. Hong-Jip, Cho. Won-Kook, Moon. Yoon-Wan 한국추진공학회 한국추진공학회지 8 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2006, Vol.10 No.4 85-92 (8 pages)
액체로켓엔진의 막냉각 성능 예측을 위한 설계 프로그램을 개발하였다. 저혼합비 가스층이 가지는 열차단 효과를 CFD를 적용하여 해석하였다. CFD 해석 결과에 기반한 1차원 막냉각 모델을 기존의 재생냉각 프로그램에 적용하였다. 축소형 calorimetric 연소기와 실물형 연소실의 열유속 시험 데이터비교를 통하여, 비록 과다예측 특성을 보이기는 하지만 만족할만한 결과를 얻었다. 이로서 막냉각이 로켓엔진의 노즐목의 열하중 감소에 효과적임이 확인되었다.