• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2007.11a
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• pp.125-130
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• 2007

Firing tests have been performed for a 30 tonf-class full-scale regeneratively cooled combustion chamber. It was the first model which has welded construction of the injection head and the combustion chamber. A number of firing tests have been performed to evaluate combustion efficiency, regenerative cooling performance and durability of the combustor. This paper describes the results of firing tests performed at the design and off-design conditions which correspond to the chamber pressure of 60 bar, 68 bar respectively and the O/F ratio of 2.5 and 2.8 respectively. The data at each test condition have provided successful results in terms of combustion performance, combustion stability and durability. The tests are considered to be quite meaningful in the sense that the technologies for kerosene regeneratively cooled combustion chamber are successfully proven.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.8 no.2
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• pp.10-17
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• 2004

The results of the combustion performance tests of gas generator which supplies hot gas into the turbine of turbo-pump for liquid rocket engine and uses LOx and kerosene as propellant are described. The gas generator consists of a injector head with F-O-F impinging injector, a water cooled combustion chamber, a gas torch igniter, a turbulence ring and an instrument ring. The effect of turbulence ring and combustion chamber length on performance of gas generator are investigated. The ignition and combustion at design point are stable and the pressure and gas temperature at gas generator exit meets the target. The turbulence ring installed at middle of chamber effectively mixes hot gas with cold gas and the effect of residence time of hot gas in gas generator on combustion efficiency is small. Test results show that the main parameter controlling the gas temperature at gas generator exit is overall O/F ratio.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.11a
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• pp.69-73
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• 2009

Combustion test results of 1/2.5-scale thrust chamber for 75tonf-class liquid rocket engine were described. The thrust chamber has chamber pressure of 60 bar, propellant mass flow rate of 89 kg/s, and nozzle expansion ratio of 12. The combustion tests were conducted to verify the combustion performance, the regenerative cooling performance and the durability of thrust chamber at design point condition, and then were performed to confirm the operation and the combustion performance at low combustion pressure condition. All the tests had been successfully executed without the damage of the hardware. These test results present a possibility of hot firing test at low combustion pressure condition, and can be used as fundamental data to predict the combustion performance at design point condition for 75 tonf thrust chamber.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2008.05a
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• pp.133-137
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• 2008

Results of combustion tests performed for a regenerative cooling combustor of a 30 tonf-class liquid rocket engine were described. The combustion chamber has chamber pressure of 60 bar, propellant mass flow rate of 89 kg/s, and nozzle expansion of 12. The combustion chamber is composed of mixing head, baffle injector, and regenerative cooling chamber. The hot firing tests were performed at design and off-design points. The test results show that the combustion characteristic velocity is in the range of 1738${\sim}$1751 m/sec and the specific impulse of the combustion chamber is in the range of 253${\sim}$270 sec. The peak of combustion characteristic velocity and specific impulse for this combustor is shown at mixture ratio of 2.35 and 2.5, respectively.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1996.05a
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• pp.131-137
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• 1996

HTPB/AP/Al이 주성분인 2종의 혼합형 추진제를 대상으로 4종의 금속선(Ag, Cu, Al, Ni-Cr)윰 각각 삽입하여 금속선의 직경(0.1~0.8mm)과 연소 압력에 따른 금속선에 인접한 고체 추진제의 연소 속도 증가비($r_w$/$r_sb$)와 압력 지수(n)의 변화를 고찰하였다. 금속선을 추진제에 삽입함으로써 추진제의 $r_w$/$r_sb$ 는 크게 중가하였고, 1000 psia의 압력에서의 최대 6.59배 증가하였다. 그러나 녹는 점이 비교적 낮은 Al 선이나 Ag선은 금속선 직경이 작아짐에 따라 한계 직경에서 $r_w$가 급격히 감소하는 최대값이 존재하였다. 자연 발화 온도와 금속선으로 전달되는 열원인 연소 기체 불꽃 온도로 구성된 무차원군을 Buckingham pi 정리에 의해 구해진 $r_w$/$r_sb$ 에 대한 기존의 무차원 실험식에 추가로 적용하여 계산해 본 결과, 자연 발화 온도는 고려하지 않고 금속선의 녹는 점과 연소 기체의 불꽃 온도를 무시한 Hsing 의 실험식에 의해 계산된 결과보다 표준 편차가 45%이상 줄어듬을 알 수 있었다.

• Proceedings of the Korea Institute of Fire Science and Engineering Conference
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• 2009.04a
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• pp.460-466
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• 2009

식용유 화재는 일반유류와는 달리 연소형태나 소화작업에 있어 큰 차이를 보이고 있다. 최근 5년간 특수화재 가운데 원인별 화재 통계를 보면 식용유 화재의 발생빈도는 점점 증가하고 있지만, 식용유에 대한 화재 위험성에 관한 연구는 거의 전무한 실정이다. 본 연구에서는 식용유의 연소특성 알아보기 위하여 종류별 인화점, 연소점, 발연점에 대하여 클리블랜드 인화점 시험기를 사용하여 측정하였고, 최소자연발화온도 및 발화 비발화 영역 비교를 통한 발화한계 온도 곡선을 도출하였으며, 자연발화온도와 발화지연시간과의 관계를 측정하였다. 이 결과를 통하여 식용유의 화재 위험성 평가에 대한 기초적인 자료로써 제시할 수 있었다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.3 no.1
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• pp.188-196
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• 2004

To optimize and limit the axial length of baffle in KSR-III engine, stability rating tests using pulse gun as one of artificial disturbance devices have been done. Decay time and other parameters for the evaluation of stabilization ability of engine to external perturbation have been analyzed to quantify stabilization capacity of engine, in other words, dynamic stability margin. If baffle does not cover flame zone enough which can be considered as collision region of injector, it wasn't be able to suppress external perturbation sufficiently. The limit of combustion stability margin of engine is assumed to be 50 mm length baffle.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.04a
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• pp.32-32
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• 2000

잠입노즐은 로케트 추진기관의 길이 및 중량을 감소시켜 체계설계의 관점에서 볼 때 많은 이점을 제공한다. 본 연구에서는 3단형 과학로케트 원지점 차넣기 모타(apogee kick motor)에 적용하기위한 잠입노즐의 기초기술 개발에 주안점을 두었다. 고고도에서 저속으로 회전하며 비행하는 원지점 차넣기 모타를 제작하기위해서 체계 요구성능에 의해 예상된 실물형의 50% 크기에 해당하는 축소형 잠입노즐을 제작하였다. 잠입노즐은 잠입부의 내외부가 고온의 추진제 연소가스에 노출된 상태에서 노즐 내부 압력 외에 연소실압에 의한 외부압력이 작용하므로 이를 고려한 열 및 구조설계가 중요하다. 본 연구에서는 노즐 수렴부와 목부에 일체형 그라파이트 소재를 적용하고 확장부 내열재 및 잠입부 배면내열재에 탄소/페놀 복합재를 노즐 내열재로 사용하였다. 그리고 이들의 구조적 지지를 위해 스틸구조물을 적용하였다. 적용된 스틸구조물에는 K형 열전쌍을 이용해 내열재와 구조물 온도를 측정할 수 있는 관통구멍 및 나사부를 구조물 외변에 가공하였다. 열전쌍은 노즐 목직경의 2, 4배 되는 확장부 내열재 단면위치의 2mm와 4mm 깊이와 구조물 내면 및 외면의 4개소에 열전쌍을 부착하여 지상연소시험시 노즐 내열재와 구조물의 온도분포를 관찰한다. 그리고 노즐 조립시 확장부 내열재와 구조물에 각 각 반원형 홈을 내어 여분의 접착제가 원형 홈에 밀려들어가 경화되어 노즐 기밀유지와 체결력을 향상시킬 수 있는 원형공간 접착제 충전 공법을 적용하여 실제모타에 대한 적용가능성을 지상연소시험을 통해 확인한다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.11 no.5
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• pp.72-77
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• 2007

The combustion test results of the sub-scale combustor having dual swirl injector with internal mixing for a liquid rocket engine are described. The sub-scale combustor uses liquid oxygen(LOx) and kerosene as propellants and has an injector head, an ablative material combustor wall and a water cooled nozzle. The injector head has LOx manifold, fuel manifold, fire face plate, one center swirl injector and 18 main swirl injectors of internal mixing. The combustion tests were successfully performed at design and off-design points without any damages on the injectors. Combustion characteristics velocity of 1756m/s was measured at design point. High frequency combustion instability was not observed but low frequency pulsations occurred at off-design conditions.

• Proceedings of the Korea Society for Energy Engineering kosee Conference
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• 2002.05a
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• pp.91-96
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• 2002

본 연구는 화력발전소에서 발생하는 fly ash의 재활용 분야중 하나인 fly ash 경량골재 생산과정에서 소성(sintering)온도를 결정하는 미연탄소의 연소 현상을 분석함으로서 공정에 적용 가능한 단일 입자 연소 모델 개발을 목적으로 한다. fly ash 경량골재는 미연탄소를 포함한 fly ash를 점결제를 이용하여 성형하고, 함유된 미연탄소를 연소시켜, 그 연소열을 이용하여 fly ash를 소성 시켜 형성된다.(중략)