• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.636-640
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• 2011

막냉각은 재생냉각채널을 통과하는 추진제의 일부를 연소실 벽면으로 선회 분사하여 연료 과잉 혼합층을 형성함으로서, 벽면 열유속을 감소시키는 효과적인 냉각 방식이다. 본 연구에서는 초임계 압력 조건하에서 분사되는 케로신 막냉각이 재생냉각 연소기 내부의 연소와 냉각 특성에 미치는 영향을 정량적으로 예측할 수 있는 해석모델을 개발하였으며, 실제 연소기 시제품에 대한 연소시험 결과와 비교하였다. 지속적인 모델의 개선을 통해 향후 냉각설계안에 따른 성능, 냉각, 압력손실, 그리고 무게 등과 같은 상반된 요구조건을 종합적으로 비교/분석하는 설계도구로 활용될 것으로 기대된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권1호
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• pp.124-131
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• 2002

임무 조건에 적합한 하이브리드 로켓의 기초 설계를 위한 code를 개발하였다. HTPB/LOX 연료를 사용하였으며 성능 특성을 계산하기 위하여 하이브리드 연료의 연소율이 일정하다고 가정하였다. 기초 설계 과정에서 포트 수, 초기 산화제/연료(O/F) 비, 초기추력/중량(F/W) 비, 그리고 연소실 압력 등의 각 입력 변수에 대한 설계 특성을 살펴보았으며 계산 결과들은 다른 결과들과 물리적으로 잘 일치하는 경향을 보여주었다. 그리고 임무 조건을 만족시키는 매우 다양한 설계 결과가 존재함을 확인하였으며 제한 조건을 부과하는 경우에는 최적 설계 조건이 존재함을 확인하였다. 그러므로 보다 최적인 로켓 설계를 위하여 최적화 알고리즘이 고려되어야 하며 중량계산을 정확하게 하기 위하여 code에서 사용한 구조물이나 기타 부속품에 대한 구체적이며 실질적인 중량 계산을 위한 경험 식들이 사용되어야 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.343-346
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• 2010

한국형발사체 추진기관 개발을 위한 연소기 연소시험설비, 터보펌프 실매질 시험설비, 엔진 지상 및 고공모사 연소시험설비, 추진기관시스템 시험설비 구축 계획에 대해 간략히 기술하였다. 연소기, 터보펌프, 엔진 시험설비에서는 75톤급 액체로켓엔진의 부품 및 엔진시스템의 개발 및 인증시험을 수행할 예정이고, 추진기관시스템시험설비에서는 한국형발사체 1/2/3단용 추진기관시스템의 개발 시험을 수행할 예정이다. 추진기관 시험설비는 나로우주센터에 건설될 예정이며 구축 일정, 예산, 안전거리, 효율성 등을 고려하여 구축하고자 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권2호
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• pp.122-127
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• 2013

고성능 폐회로 액체로켓엔진 시스템에 적용되는 산화제 과잉 예연소기 내에서 발생하는 연소 압력 섭동 데이터에 대한 분석 결과를 수록하였다. 연소실험은 두 단계의 압력 값을 순차적으로 형성하였는데 상대적으로 저압 조건에서만 78 Hz의 특성 주파수를 갖는 자발적인 압력 섭동이 발생하였다. 이와 같은 연소 불안정은 bulk mode에 해당하는 것으로 판단된다. 압력 섭동의 세기는 rms 기준으로 연소실 정압 대비 13.3%에 해당하며, 설계압 구간(19.3 MPa)에서는 매우 안정적인 모습을 보였다. 이와 같은 bulk mode는 연소실 내부에서 특성 압력파의 위상차가 없이 전체 공간에서 압력이 증가와 감소를 반복하는 것으로 Helmholtz 공진기와 비슷한 특성을 보이는 것으로 판단된다.

• 한국추진공학회지
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• 제23권1호
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• pp.15-23
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• 2019

본 연구는 고체추진기관의 추력제어와 불필요한 연소방지를 위해 연소 중 빠른 감압을 통한 소화모델의 3차원 로켓 유동해석을 수행하였다. 핀틀을 적용하여 감압속도에 따른 연소실 유동변화와 소화과정에 대한 전산유체역학 모사를 수행하였다. 암모니움퍼클로라이트 단일 산화제를 사용하였으며, 연소 중 가스상의 온도, 압력, 연소율 등의 주요 변수의 동적 거동을 예측하였다. 초기압력 7 MPa에서 감압 후 최종 압력 2.5 MPa로 약 -912 MPa/s로 감압 시, 연소실의 동적 거동을 확인하였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권1호
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• pp.74-74
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• 2004

액체추진제를 사용하는 위성 발사체의 경우 추진제탱크에 저장된 추진제를 추력을 발생하는 연소실에 공급하기 위하여 헬륨 등의 가압제를 사용한다. 본 연구에서는 액체추진제 로켓엔진의 산화제인 극저온의 액체산소를 저장하고 있는 탱크 내부에 설치된 별도의 탱크에 저장된 극저온/고압의 헬륨을 고온으로 열팽창 시켜 추진제 탱크로 재유입하여 추진제를 가압하는 시스템에 사용되는 가압제 열팽창용 열교환기의 개발을 위한 기초 설계를 수행하였다. (중략)

• 기계저널
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• 제56권9호
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• pp.49-53
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• 2016

액체로켓엔진은 연소실의 온도가 약 3,600K로서 냉각시스템은 필수적이다. 지금까지 대표적으로 사용되어온 냉각방법은 재생냉각과 막냉각으로 아임계압력에서 다양한 실험연구에 의해서 설계가 진행되어 왔다. 아임계압력에서 얻어진 유동구조 이해 및 설계경험식은 초임계 압력에서는 물성치가 급격히 변하기 때문에 재정립될 필요가 있다. 특히 열전달 성능을 좌우하는 난류유동구조가 크게 바뀌기 때문에 초임계 유체에 대한 난류유동 및 열전달연구가 진행될 필요가 있다. 이 글에서는 초임계 압력조건에서 난류열전달 연구동향을 소개하고자 한다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제37권3호
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• pp.275-283
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• 2013

차세대 로켓 엔진의 추진제중 하나로 부각되어지고 있는 메탄 엔진의 연소 특성을 파악하기 위하여 가스메탄과 액체산소를 추진제로 사용하는 로켓 엔진의 인젝터를 설계/제작 하였다. 동축 스월/전단형 인젝터를 채택하여 제작하였으며, 상용 해석 프로그램인 Fluent를 사용하여 유동해석을 수행한 결과를 바탕으로 인젝터의 주요 변수들을 선정하였다. 제작된 인젝터는 수류실험을 통하여 미립화와 분무특성을 파악하였고, 설계점에서의 연소실험을 수행하여 점화 및 연소 안정성을 확인하였다. 또한, 혼합비(O/F ratio)를 변화시켜가며 연소 실험을 수행하여 특성 속도($C^*$)와 연소실 압력 섭동 값을 이용하여 연소 특성 및 안정성을 평가하였다. 실험 결과 모든 혼합비 영역에서 평균적으로 90% 이상의 높은 연소 효율을 보였고, 압력 섭동 값이 2% 미만으로 연소안정성을 확인하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제28권1호
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• pp.16-23
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• 2004

Acoustic characteristics of unbaffled and baffled combustion chamber are experimentally investigated under atmospheric condition to preliminarily determine baffle for mitigation of combustion instability. To investigate the effect of the baffle which has several configurations such as radial baffles and hub/blade baffle, resonant-frequency shift and damping factors of the chamber were analyzed and compared quantitatively with those of the unbaffled combustion chamber. From a view of acoustic characteristics, radial baffles with several configurations have not much difference in resonant-frequency shift and damping factor ratio with each other. On the other hand, hub and blade baffle is very effective to suppress the first tangential mode which was found to be the most harmful acoustic mode in KSR(Korean Sounding Rocket)-III engine. But more study on design parameters such as hub size and axial length should be done for complete optimization of hub and blade baffle. The present study based on linear acoustic analysis is expected to be a useful confirming tool to predict acoustic field and design a passive control devices such as baffle and acoustic cavity.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권3호
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• pp.78-85
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• 2005

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 직접 사용 가능할 것이다.