• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.123-127
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• 2005

로켓 엔진 시스템의 예비 설계를 위한 성능 설계 프로그램을 작성하였다. 추력실, 비극저온 추진제용 원심 펌프, 축류 단단 충동형 터빈 그리고 개방형 가스발생기 사이클에서 추가 추력을 얻기 위한 배기 파이프 등이 고려되었다. 설계 절차의 단순화를 위해서 펌프 토출 압력은 설계 입력치로 하였다. 이로 인해서 터보펌프유닛과 추력실 사이의 압력 밸런싱 문제는 설계과정에서 배제되었으며 시스템 전체의 유량 밸런싱만이 고려되었다. 본 논문에서는 시스템 흐름도와 부분품별 설계 절차를 제시하였고 계산 결과는 실제의 대상 엔진 사양과 함께 제시되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제23권5호
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• pp.67-74
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• 2019

본 논문에서는 개방형 사이클 액체로켓엔진의 시동해석을 위해 개발된 해석 코드의 수학적 모델을 제시하였다. 추진제 공급 배관에서의 추진제 충진 과정을 포함하여 엔진을 구성하는 대부분의 요소를 고려하였다. 한국형발사체 시험발사체에 사용된 75톤급 엔진의 시동해석을 수행하였으며, 해석 결과와 실험 결과가 잘 일치함을 보임으로써 시동해석 코드의 타당성을 증명하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.79-87
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• 2017

한국형발사체(KSLV-II) 개발과 함께 지구정지궤도 발사를 위해 비추력이 높은 다단연소사이클 로켓 엔진 개발이 한국항공우주연구원에서 진행되고 있다. 다단연소사이클 로켓엔진은 한국형발사체 엔진과 달리 가스발생기를 사용하는 개방형 엔진이 아니며, 크게 예연소기, 터보펌프, 주연소기로 구성되어 있 폐쇄형 엔진이다. 기술검증시제 개발용 모델(TDM0)을 조립하여 나로우주센터의 7톤급 엔진 연소시험 설비에서 연소시험이 진행되고 있으며, 기술검증시제 모델의 연소시험은 성공적으로 수행되었다. 현재 엔진 형상의 TDM1 모델 조립과 연소시험을 위한 준비과정이 진행 중이다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제11권3호
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• pp.22-30
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• 2017

본 논문은 액체로켓엔진의 건전성 감시 및 관리기법에 대한 연구 동향을 소개한다. 이를 위하여 실제 액체로켓엔진에 연구 및 적용되었던 고장진단 알고리즘을 조사하였다. 특히 한국형발사체(Korea Space Launch Vehicle II, KSLV-II)에 적용하기 위해 한국형발사체 로켓엔진과 같은 구조인 개방형 액체로켓 엔진에 적용된 알고리즘을 조사하였다. 이러한 과정을 통해 적용된 사례들의 특징을 따로 세분화하고, 한국형발사체 로켓엔진과 비슷한 중국의 개방형 액체로켓엔진들의 고장진단 기법 특징들을 분석하였다. 나아가 2019년에 발사를 목표로 하는 한국형발사체에 적용시키기 위해 고려해야 할 사항에 대하여 토론하고자 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제24권5호
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• pp.21-33
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• 2020

본 연구에서는 액체 수소를 연료로 사용하는 팽창기 사이클 로켓 엔진의 시스템 해석을 위한 프로그램을 개발하였다. 수소의 물성치는 온도에 따른 이성질체의 비율을 고려하였다. 팽창기 사이클 엔진의 개방형과 폐쇄형 형식에 따른 해석 절차를 수립하고 부품별 해석 방법을 제시하였다. 본 해석 프로그램의 검증을 위해 팽창기 사이클 엔진인 Vinci와 SE-21D를 대상으로 엔진 작동점의 성능 및 국외에서 수행된 해석 결과와 비교하였다. 해석 결과, 입력 정보가 부정확한 일부를 제외한 추진제의 질유량, 비추력, 동력과 같은 시스템의 주요 성능 인자는 1~2% 내외의 오차로 높은 정확도를 나타내었다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권2호
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• pp.125-130
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• 2018

항공우주연구원에서는 정지궤도용 우주발사체에 적용 가능한 고성능 상단 엔진에 대한 선행기술 개발이 진행 중에 있다. 한국형발사체(KSLV)는 gas generator를 이용한 개방형 사이클 엔진이며, 저궤도 위성 발사를 위한 발사체로 향후 정지궤도위성 발사체를 위해서는 이보다 높은 비추력을 가진 고효율의 상단엔진이 필요하게 된다. 이러한 요구조건을 충족시키기 위해 다단 연소방식의 엔진이 필요하며, 본 논문에서는 당 연구원이 진행 중인 다단 연소 사이클 엔진 개발 진행 현황과 향후 계획을 기술하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.34-37
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• 2010

터보펌프식 액체 로켓 엔진에 대해 AMESim을 이용하여 1-D 시스템을 구성하고 시동 과도 특성을 해석하였다. 액체산소와 RP-1을 추진제로 사용하는 개방형 사이클에 대해 해석을 수행하였으며, 초기 시동시 가스발생기의 연료 밸브 개방 및 가스발생기 점화 타이밍과 시동 안정성의 관계에 관한 결과를 얻었다. 이러한 연구를 바탕으로 터보펌프식 액체 로켓 엔진 시스템의 최적 설계를 위해 시동시 특성 및 시동 절차를 고려해야 함을 확인 하였다.

• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.21-24
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• 2010

다단연소사이클 액체로켓엔진에 사용 가능한 예연소기의 냉각채널에 대한 해석연구를 진행하였다. 해석에 사용된 예연소기는 내부압력이 210 bar로서 한국형발사체에 사용되는 엔진이나 30톤급 엔진에 비해 매우 높으며 개방형 엔진의 가스발생기와는 달리 연소실 내부에서 산화제 과잉 연소를 하기 때문에 냉각방법이 까다롭고 또 그만큼 냉각채널의 역할이 매우 중요해진다. 이를 위해 매우 다양한 형상의 냉각채널이 고안되었고 이들의 유동해석을 실시하였다. 결과적으로 냉각채널의 차압을 목표 차압 아래로 달성할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.61-64
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• 2017

한국형발사체에 적용되는 액체로켓엔진은 가스발생기 개방형 엔진 사이클을 채택한다. 가스발생기에서 연소 불안정이 발생하면 연소 성능이 변하고 진동, 소음 등의 문제점을 야기하거나 하드웨어의 손상을 초래할 수 있다. 본 연구에서는 액체로켓엔진의 가스발생기를 개발하면서 나타난 연소불안정 경험 사례를 소개하고자 한다.