• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.375-378
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• 2011

덕티드로켓 추진기관에 사용되는 불완전연소 가스발생기를 설계/제작하고 연소시험을 수행하여 그 연소특성을 분석하였다. 추진시스템 설계요구조건을 바탕으로 가스발생기를 설계하고 산화제 함유량을 줄이고 금속연료 함량을 증가시킨 불완전연소용 고체연료 조성을 개발하여 가스발생기를 제작하였고, 이를 이용한 연소시험을 통해 다상 유동의 불완전연소 가스가 존재하는 가스발생기의 성능예측을 위해서는 별도의 해석기법이 요구됨을 확인하였다.

• 한국연소학회지
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• 제18권3호
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• pp.68-74
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• 2013

가스터빈용 희박 예혼합 연소기 내부에 와류 발생기(vortex generator)를 장착하여 그에 따른 연료/공기혼합 및 NOx 배출 특성 변화를 조사하였다. 이를 위해 수치해석적 방법을 채택하여 연소기내 유동특성, 연료/공기 혼합도, 배기가스(NOx), 화염형상을 분석하였다. 와류 발생기를 장착한 경우, 연소기 내부에서 와류 발생기에 의한 나사산 형상으로 인해 와류가 형성되며 이는 연소기 전면부까지 유지되었다. 또한 연소기 내부 면적 차로 인해 압력섭동이 발생하였다. 이와 더불어 연소기 전면부 기준 상류지역의 연료와 공기의 혼합도가 증가됨으로서 연료 과농지역이 감소하게 되며 이로 인해 전반적인 NOx 발생량의 감소 효과를 볼 수 있었다. 화염 형상의 변화로부터 와류 발생기의 영향으로 선회수는 다소 감소할 것으로 예상되며, 이는 와류 발생기로 인한 유속의 반복적 증감에 의한 결과라고 판단된다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권5호
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• pp.22-30
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• 2015

개방형 사이클의 액체로켓엔진에서는 추진제 중 일부를 연소시켜 터빈 구동용 가스를 생성시키는 가스발생기가 사용되며, 개방형 사이클 액체로켓엔진의 주요 구성품으로서 가스발생기 자체의 연소성능 및 특성을 파악하기 위한 연소시험이 요구된다. 하지만, 가스발생기에서 생성된 연소가스는 터빈 매니폴드의 터빈 노즐에서 질식이 이루어지기 때문에 가스발생기뿐만 아니라 터빈 매니폴드 내부 부피를 고려해야만 가스발생기의 연소 성능 및 특성, 그리고 음향 특성을 정확히 파악할 수 있다. 따라서, 본 논문에서는 터빈 매니폴드 모사장치를 이용한 가스발생기 연소시험 결과를 기술하고 가스발생기 단독 연소시험 결과를 이용한 특성 예측을 설명한다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권1호
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• pp.85-90
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• 2014

액체 추진 엔진 개발을 위해서는 서브시스템인 연소기 개발이 선행되어야 하고 설계 및 제작된 연소기의 성능 검증은 연소기 연소시험설비(CCTF)에서 수행된다. 연소기 연소시험설비는 로켓 엔진의 연소기를 개발하기 위한 시험 설비로 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 케로신(Kerosene)을 사용한다. 이러한 추진제는 질소가스를 사용하여 고압으로 추진제 런탱크를 가압하여 연소실로 공급하게 된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기 연소시험설비에 대한 상세설계가 수행되었으며, 본 논문에서는 고압가스 공급시스템에 대한 설계 결과를 소개하고자 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제8권2호
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• pp.10-17
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• 2004

본 논문에서는 액체로켓엔진용 160 kW급 터보펌프의 터빈을 구동하고, 액체산소와 케로신을 추진제로 사용하는 연료 과잉 가스발생기의 설계점 연소성능시험 결과에 대해 논의하였다. 충돌형 F-O-F 분사기로 구성된 헤드부, 물냉각 채널 연소실, torch igniter, turbulence ring 그리고 측정 링을 갖는 가스발생기에 대해 기술하였고, 설계점에서의 연소시험 및 turbulence ring 장착여부. 연소실 길이 변화에 따른 연소시험의 결과들에 대해 기술하였다. 연소시험 결과 가스발생기는 설계점에서 안정된 작동성을 보여주었고. 연소압력 및 온도 등의 성능은 예측치에 근접하는 결과였다. Turbulence ring은 출구에서의 가스온도를 균일하게 분포시켜 효과적인 혼합 장치임을 보여 주었고, 4∼6msec 정도에서의 연소가스 잔류시간은 연소효율에 큰 영향을 주지 않았다. 가스발생기 출구에서의 온도는 공급되는 추진제의 O/F ratio에 따라 매우 민감하게 변화하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1998년도 제10회 학술강연회논문집
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• pp.2-2
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• 1998

현대우주항공(주)가 미국의 AlliedSignal사와 함께 국제 공동 개발중인 10MW급의 ASE120 엔진은 항공용 엔진을 산업용으로 개조한 개조형 엔진으로서 희박 예혼합 예기화(Lean Premix prevaporization) 방식의 연소기를 쓰고 있다. 이 연소기는 연소에 관여하는 공기량을 부하에 따라 가감하여 일정 공연비를 유지하는 air staging법을 사용하고 있으며 이로써 연소화염온도를 일정치로 조절하여 연소중 생성되는 유해가스의 양을 목표치 이하로 제어한다. 연소화염온도 설계치는 2912$^{\circ}$F이며 배기가스 발생량은 NOx, CO모두 궁극적으로 10ppmv 이하를 목표로 하고 있다. 이러한 건식 저 배기가스(Dry Low Emission) 연소기가 그 역할을 다하기 위하여는 양호한 혼합기를 확보하는 것이 선결 문제이다. 본 연구소에서는 두 개의 혼합기(mixing can)가 180$^{\circ}$ 간격으로 환형 연소기(annular type)에 접선 방향으로 설치되어 대칭을 이루고 있고 혼합기의 혼합성능을 측정하기 위하여 제작된 시험장치에는 하나의 혼합기만을 쓰고 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권2호
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• pp.86-92
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• 2014

나로우주센터에 구축되는 연소기 연소시험설비(CCTF)에는 한국형발사체(KSLV-II)에 적용된 터보펌프식 엔진의 가스발생기 시험시 생성되는 연료과잉가스를 연소시키기 위한 후연소시스템이 포함되어 있다. 후연소시스템은 $O_2$와 $CH_4$ 가스를 공급받아 연료과잉가스를 소모시킨다. 본 연구는 연소기 연소시험설비의 상세설계 자료를 바탕으로 후연소시스템의 가스공급시스템에 대해 AMESim 상용프로그램을 이용하여 해석하였다. 그 결과 상세설계에 적용된 레귤레이터, 공급배관, 오리피스크기 등으로 가스사용량을 예측하고, 상세설계의 타당성을 검증하였다.

• 한국에너지공학회:학술대회논문집
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• 한국에너지공학회 2002년도 춘계 학술발표회 논문집
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• pp.173-177
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• 2002

두 개의 유동층 사이를 순환하는 금속매체(Metal or Metal oxide)를 이용하여 공기에 의한 금속매체의 산화와 기체연료(H$_2$, CO, CH$_4$등)에 의한 금속산화물의 환원반응이 별개의 반응기에서 일어나게 하는 새로운 개념의 연소기술인 매체순환식 가스연소기술은 공기와 기체연료를 직접 접촉시켜 반응하는 기존의 가스연소기에 비해 많은 장점을 가지고 있다.(중략)

• 한국추진공학회지
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• 제23권6호
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• pp.51-58
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• 2019

본 연구에서는 소형 무인기에 사용되는 초소형 가스터빈 엔진의 연소기를 3D 프린팅으로 제작하고, 시험 설비와 리그를 제작하여 연소기 단품 성능시험을 수행하였다. 연소기 성능시험은 두 가지 부하조건에서 당량비를 조절하여 각 부하조건 별 4가지 시험조건에서 수행하였다. 성능시험 결과 연소기의 압력손실과 출구온도분포는 우수하였지만, 연소가스에서 다량의 UHC와 CO가 검출되어 연소효율은 일반적인 가스터빈 연소기에 비해 아주 낮음을 확인하였다. 성능시험을 통해 획득한 정량적 성능데이터는 향후 3D 프린팅 기술로 성능이 개선된 연소기의 설계와 제작에 활용 할 예정이다.

• 항공우주기술
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• 제4권1호
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• pp.171-178
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• 2005

고성능 로켓엔진의 터보펌프를 구동하기 위한 연료 과농 가스발생기에 대하여, 연소 불안정 발생시 모사배관를 각각의 음향모드 공진주파수를 모사하는 방법을 통하여 결정하였다. 관심 있는 음향모드의 몇 파장만을 모사하여 실제 연소시험에 바로 적용할 수 있는 짧은 길이의 배관도 제시하였다. 가스발생기에서의 연소불안정을 제어하기 위한 하나의 방안으로서, 모사배관의 길이를 바꾸어 분사기의 동특성과 연소실의 공진 음향 모드를 서로 분리시켜 상호작용이 일어나지 않게 할 수 있으며, 이러한 특성은 연소시험을 통해 확인되었다. 비행용 가스발생기의 연소시험과 연소불안정 제어를 위한 일련의 방안으로서 모사배관를 결정하는 방법을 확립하였다.