• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.5 no.4
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• pp.67-74
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• 2001

Based on the national space development project, the necessity of developing liquid propellant rocket engine is revealed to secure the basic technology for the development of individual artificial-satellite launcher. Consequently, KARI (Korea Aerospace Research Institute) is developing a liquid propellant rocket engine for the KSR-III. Currently, a prototype engine using kerosene/LOx which produces 13-ton thrust is designed, fabricated and tested. In this paper, test procedure and technique for liquid propellant rocket engine are introduced with the analysis of static and dynamic test data.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.05a
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• pp.181-189
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• 2010

개방형 액체로켓엔진 시스템에 대한 동특성 예측 프로그램을 작성하였다. 이 프로그램을 통해 얻은 펌프 시동 시 시간에 따른 압력 및 유량 변화 결과를 수류실험장치를 구축하여 실험적으로 검증하였다. 수류실험장치는 실제 액체로켓엔진 추진제 공급 계통에서 구성품의 형태와 배치위치, 가스발생기와 주연소실로 분기되는 유량비를 기준으로 모사되었다. 측정 시 관로가 채워진 상태에서 펌프를 시동하였으며 펌프는 전동기로 구동된다. 동특성 예측 프로그램의 작성을 위해 구성품별 동특성 모델링을 수행하고 엔진 시스템을 기준으로 각 모델링을 순차적으로 통합하였다. 구성품의 동특성 파라미터를 측정 반영하였고 압력 밸런싱을 통해 수렴 조건이 결정된다. 수렴된 밀도와 유량을 가지고 다음 시간에서의 초기 입력 값으로 대체하여 계산을 수행하였다. 천이 작동 상태에서 엔진 시스템 내의 물리량 변화를 전산 예측과 더불어 실험적으로 측정하고 비교하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.11a
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• pp.6-6
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• 2000

국가우주개발 중장기 계획에 의거, 독자 인공위성 발사체 개발에 필요한 필수기술을 확보하기 위하여 액체추진제 로켓엔진의 개발에 대한 필요성이 대두되었으며, 이에 따라 한국항공우주연구소는 과학로켓 3호(KSR-III)에 적용하기 위한 액체추진기관을 개발하고 있다. 이러한 목적으로 kerosine/LOx를 사용하며 13톤급의 추력을 낼 수 있는 시제엔진이 설계, 제작되었으며 이 엔진에 대한 연소시험이 실시되었다. 본 연구에서는 액체추진기관 시험을 위한 일련의 진행사항, 시험방법을 소개하며, 시험을 통하여 획득한 정특성 자료 및 동특성 자료에 대하여 분석하였다.(중략)

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.11a
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• pp.62-65
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• 2011

액체로켓엔진용 극저온 산화제 고압 배관 기술 개발을 위해 시제품을 제작하였다. 기술 개발 시제품은 체결용 플랜지, 직관, 곡관, 벨로우즈, 분기구로 구성하였다. 액체로켓엔진용 극저온 산화제 고압 배관은 터보펌프에서 토출된 고압의 극저온 산화제를 연소기로 공급하는 경로이므로 극저온, 고압의 작동환경에서 구조적 안정성을 가져야 한다. 따라서 본 제작공정 개발에서는 극저온을 고려한 구조해석을 수행하여 적합한 소재를 선정하였으며, 공정개발과 특수공정을 적용하여 시제품을 제작한 후 구조강도 시험을 수행하였다. 본 개발을 통해 액체로켓엔진에 적용되는 극저온 산화재 고압배관을 위한 기술적 기반과 소재 응용기술, 향후 고성능 대형 액체로켓엔진에 적용하기 위한 공정개발을 완료하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.05a
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• pp.29-32
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• 2009

This study is for development combustion test facility of liquid rocket engine system using hydrogen peroxide/kerosene as propellent. For this new facility, we construct thrust measure system, propellent supply system, control and data acquisition system. To perform 200N liquid rocket engine combustion test, operation scenario and sequence were designed. Result of combustion test propellents were supplied to engine stably and confirm of development combustion test facility very well.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2003.05a
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• pp.133-136
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• 2003

우주발사체의 2단에 사용가능하며, 케로신과 액체산소를 추진제로 하는 10톤급 액체로켓엔진 (LRE)에 대해 노즐 설계 변수와 성능 특성과의 관계를 파악하고 노즐 성능의 개선을 위해 노즐 형상에 따른 성능 해석을 수행하였다. 본 연구에서 10톤급 LRE의 형상을 설계하였으며, 기존의 일차원 성능해석 방법과는 달리, 2차원 유동 해석 결과를 이용한 성능 해석을 수행하기 위해 노즐 성능해석용 코드를 개발하였으며, 액체 산소/메탄 엔진 (LNG 엔진)에 대한 지상 연소시험 결과와 비교, 검토하여 노즐 성능해석 코드를 검증하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.34 no.2
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• pp.106-111
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• 2006

Combustion test facility for liquid rocket engine using kerosene and liquid oxygen has been developed for the purpose of cooling and performance study. Test engine of thrust under 1.0 KN can be evaluated, and the real combustion test ensures a good operation of the combustion test facility. Combustion test facility will be modified to supply natural gas and liquefied natural gas as fuel and to give a regenerative cooling test.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2004.10a
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• pp.239-242
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• 2004

In this paper, the general mathematical model of LRE(Liquid Rocket Engine) is presented. For the analysis about the trend of dynamics and the stability of open type LRE, it is transformed to linear model by Laplace transform and synthesized to the linear complex model of LRE with Matlab/Simulink.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.1104-1107
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• 2017

In this paper, we focused on Analytic Hierarchy Process(AHP) as an efficient means of decision-making on the major issues that may arise during the liquid rocket engine development, reviewed the validity and applicability of the AHP through the problem of selecting the propellant of the liquid rocket engine.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.1057-1059
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• 2017

In development of liquid-propellant rocket engine, engine gimbaling requires various types of bellows movements and cryogenic insulation is applied with movement-based design and material on each axial and circular bellows. Cryogenic insulation of Bellows for high pressure line and recirculation line are necessary to maintain cryogenic temperature for engien efficiency and protect from heat transfer and radiation of high temperature components during engine gimbaling.