• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.04a
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• pp.2-2
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• 1999

액체추진제 로켓엔진에서 분사기의 미립화 및 혼합 특성과 그에 따른 연소 특성은 성능과 안정성을 결정하는 중요한 파라미터이며 분사기는 제한된 설계 조건하에서 최대의 열방출율을 발휘하도록 설계되어야 한다. 여기서 연소효율은 연료와 산화제의 혼합특성과 충돌 분무의 미립화의 정도에 의해 결정되므로 충돌 분무 유동성의 혼합, 미립화 특성과 이에 따른 인조성능 특성을 명확하게 밝힘으로써 최대 엔진성능을 위한 설계가 가능하게 된다. 분사기의 설계에는 분사요소형태, 분사공의 형상 및 유동시스템 등이 포함되며 특히 분사요소 형태의 선택에는 추진제, 연소실냉각방법, 연소실 형상, 자동조건 및 엔진의 수명 등이 중요한 제한조건으로 고려된다. 이런 형태의 분사 요소들 중, 충돌형 분사기는 저장성 추진제를 사용하는 중, 저추력의 액체추진제 로켓엔진에 주로 사용된다. 이 분사형태는 미립화 성능이 높지 않고, 분사공 직경 및 운동량비에 따른 혼합성능이 만감하며 blow apart 등에 의한 열부하 혹은 안정성에 대한 문제가 있으나 양호한 혼합효율, 신뢰성과 제작의 용이함으로 인하여 광범위하게 사용된다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1997.04a
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• pp.3-10
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• 1997

본 연구에서는 추력 500 Kgf의 액체 추진기관을 설계, 제작 및 연소시험을 수행하여 연소 특성을 살펴보았다. 추진제로는 우주발사체 Booster용으로 폭넓게 사용되는 탄화수소계 연료인 kerosene과 산화제로 취급이 용이하고 저장 특성을 지닌 98 % White Fuming Nitric Acid(WFNA)를 사용하였고, 엔진 점화를 위해 WFNA와 접촉 발화성 (Hypergolic)을 갖는 Furfuryl Alcohol/Aniline 혼합액을 사용하였다. 로켓엔진은 20 Kgf/$cm^2$의 연소실 압력으로 500 Kgf의 평균 추력을 내도록 설계되었고, 연소실벽을 고온 연소가스로 부터 보호하기 위해 Film Cooling 방식을 적용하였다.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.148.1-148.1
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• 2012

로켓 혹은 우주발사체의 주엔진에는 대부분 연료와 산화제를 연소시켜 나오는 에너지를 사용하는 화학로켓이 주종을 이루어 왔다. 이러한 로켓엔진에서 그동안 연료로는 수소계, 탄화수소계, 아민계 등 다양한 화학물질이 사용되어 왔으나, 산화제로는 강한 산화성을 나타내면서 밀도가 높은 몇몇 물질만이 제한적으로 사용되어져 왔으며, 최근에는 주로 액체산소(LOx)와 사산화질소(N2O4)가 사용되고 있다. 그러나 산화제 중 액체산소는 극저온이면서 상대적으로 밀도가 낮고, 사산화질소는 강한 독성을 지니고 있으며 액체로 존재하는 구간이 좁아 연구 목적의 소형발사체를 구현하는 것에는 많은 어려움이 있다. 이러한 이유로 최근 소형발사체 개발분야에서는 상온저장성이면서 친환경적인 과산화수소(H2O2)와 아산화질소(N2O)를 산화제로 활용하는 것에 대한 관심이 고조되고 있으나, 대형 추진기관을 개발하는 연구자들로부터는 액체산소를 사용할 때 보다 엔진 자체의 비추력이 상대적으로 낮다는 이유로 활용이 외면되어 온 것이 사실이다. 본 연구에서는 엔진 자체의 추진성능 보다는 사실상 발사체의 목적이라고 할 수 있는 추진단 속도증분을 성능의 지표로 삼아 평가하였으며, 결과를 통하여 과산화수소와 아산화질소의 높은 밀도가 엔진의 낮은 비추력을 충분히 보상할 수 있음을 보였다. 과산화수소와 아산화질소는 교육/연구용 소형발사체 구성에 충분히 활용가능한 산화제이며, 실제 발사에서 충분한 비행성능을 기대할 수 있는 물질로 평가할 수 있다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.17 no.4
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• pp.1-9
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• 2013

An active anti-ship missile decoy system was designed conceptually to analyze propulsion system requirements and feasibility to use a liquid bi-propellant rocket engine. Overall mass, size, and shape were assumed referring to specifications of Nulka which was developed by US and Australia in 1990s. The propulsion system was assumed to be a 1,000 N-class $H_2O_2$/kerosene rocket engine with a pressurized feed system. A three-degree-of-freedom optimal trajectory was calculated based on the assumptions, and mass budget was designed from the calculation results. It was found that the requirements for the propulsion system is that it shall be operated more than 100 sec; it shall be re-ignitable; it shall have a throttle capability of a range from 35% to 100% when the maximum thrust at sea level is 1,000 N.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.25 no.2
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• pp.119-143
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• 2021

Selecting liquid methane as fuel is a prevailing trend for recent rocket engine developments around the world, triggered by its affordability, reusability, storability for deep space exploration, and prospect for in-situ resource utilization. Given years of time required for acquiring a new rocket engine, a national-level R&D program to develop a methane engine is highly desirable at the earliest opportunity in order to catch up with this worldwide trend towards reusing launch vehicles for competitiveness and mission flexibility. In light of the monumental cost associated with development, fabrication, and testing of a booster stage engine, it is strategically a prudent choice to start with a low-thrust engine and build up space application cases.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.14 no.2
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• pp.63-70
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• 2010

A construction process of hydrogen peroxide supply system was investigated to use hydrogen peroxide as an oxidizer of bi-propellant liquid rocket engine. To use hydrogen peroxide as a rocket propellant, it has to be in high concentration over 90%. It is very important to make the supply system free of pollutants, because highly concentrated hydrogen peroxide has a characteristic of hypersensitive reaction to pollutants such as dust and oil sludge. We suggested the cleaning and passivation process of main components to minimize pollutants of the supply system. In conclusion, we verified stability of the constructed supply system by leak test and hot test.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.17 no.1
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• pp.1-8
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• 2013

A liquid-monopropellant hydrazine thruster has several outstanding advantages such as relatively-simple structure, long/stable propellant storability, clean exhaust products, and so on. Therefore hydrazine thruster has such a wide application as orbit and attitude control system (ACS) for space vehicles. A hydrazine thruster with the medium-level thrust to be used in the ACS of space launch vehicles (SLV) has been developed, and its ground firing test result is presented in terms of thrust, impulse bit, temperature, and chamber pressure. It is verified through the performance test that the response and repeatability of thrust are very excellent, and the thrust efficiencies compared to its ideal requirement are larger than 93%.