• 한국추진공학회지
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• 제14권1호
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• pp.56-64
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• 2010

한국형 발사체 (KSLV-II, Korea Space Launch Vehicle II)에 적용될 액체로켓엔진의 시스템 설계를 수행하였다. 진공 추력 76톤, 진공 비추력 297 sec인 본 엔진은 가스발생기 사이클로 터보펌프 가압방식을 적용한다. 연소기는 재생냉각형이며 연소압 60 bar이다. 추진제는 액체산소/케로신 조합이다. 엔진 시동은 파이로시동기를 이용하며 연소기 점화는 TEA (TriEthylAluminium)를 사용한다. 에너지 밸런스 해석을 통해서 엔진 시스템 성능과 서브시스템 요구 성능을 결정하였다. 연소압, 비추력 및 엔진무게의 적정성을 사례분석을 통하여 평가하였다. 터보펌프-가스발생기 연계시험과 비교하여 시동 해석방법을 검증함으로써 향후 적용을 위한 준비를 마쳤다. 본 엔진은 능동제어를 적용하지 않으며 모드해석과 분산해석을 통해서 성능 보정 방안을 확정하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.800-803
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• 2010

Tetrahydrotricyclopentadiene(이하 THTCPD)의 이성질체는 높은 밀도와 높은 발열량을 가지고 있어 고성능 액체 연료의 주요성분으로 활용이 가능하다. 본 연구에서는 상온에서 고체상태로 유동성이 좋지 않은 THTCPD를 흐름성이 우수한 액체상태 특성을 가질 수 있게 할 수 있는 최적의 반응조건을 찾는 것이다. THTCPD의 이성화 반응은 반응온도 변화와 반응용매의 영향 등의 다양한 반응조건을 통해 살펴보았다. 알루미늄클로라이드 촉매를 사용하여 실험한 결과 사용한 반응용매 중 Dichloromethane(Methylene Chloride: MC), 1,2-Dichloroethane(Ethylene Chloride: EC), Chloroform이 n-Hexane, Toluene보다 이성화 반응에서 우수한 특성을 나타내었으며, 반응온도도 이성화반응에 영향을 크게 미치는 것을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.752-757
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• 2010

소형위성발사체 (KSLV-I)의 발사 준비에는 다양한 규격의 질소 가스 및 초저온 액체 질소가 소요된다. 발사대 질소 공급 시스템은 고압의 질소 가스 생성, 추진제 충전 후 발사 대기 중인 발사체의 보호를 위한 공간 퍼지용 질소 가스 생성, 연료 및 산화제의 냉각을 위한 액체 질소 공급 기능을 수행하기 위하여 개발되었다. 대기 환경 조건에 따라 열전달 특성이 민감하게 변화하는 대기식 기화기의 운용 불안정성을 제거하기 위해 기화기의 병렬 설치 및 교대 운용 절차를 도입하였다. 이를 통하여 기후조건에 상관없이 항시적으로 운용이 가능한 시스템을 개발하였으며, 소형 위성 발사체의 비행 시험을 위한 발사대 운용을 성공적으로 수행하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제21권3호
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• pp.61-67
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• 2017

본 연구에서는 VOF 기법을 이용하여 3D 그레인 형상의 연소표면적을 계산하는 프로그램을 개발하고 연소표면적 결과를 이용하여 내탄도 성능해석을 수행하였다. 연소표면적 계산 수행 시 격자 크기, 난류화염속도, 단위 계산시간을 기초로 한 매개변수의 의존성을 확인하고, 상용 3D 모델링 소프트웨어를 이용하여 산출한 면적 결과와 비교하였다. 개발 프로그램으로 산출한 연소표면적 결과를 바탕으로 고체로켓모터의 내탄도 해석을 수행하였다. 임의의 추진제 조성으로 화학평형을 계산하고 시간에 따른 연소표면적 및 모터 내부 압력을 예측하였다. 웹(web) 연소 동안 평균 압력은 5.34 MPa 으로 기존 연구 결과와 약 20%의 차이를 보였다.

• 한국추진공학회지
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• 제5권3호
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• pp.41-51
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• 2001

Split-triplet(F-O-O-F)형의 분사기 요소를 장착한 KSR-III 액체 로켓엔진의 성능과 연소장을 고찰하기 위해 수치해석을 수행하였다. 방사형 분사기 배열의 액체 로켓엔진의 수치해석 검증을 위해 2차원 축대칭과 3차원 계산을 수행하여 연소시험 결과와 비교하였다. 2차원 축대칭 계산과 3차원 해석을 통하여 성능 측면에서 오차가 약 3∼5% 정도의 정확도를 유지하며 예측하는 것을 볼 수 있었다. 3차원 해석에서는 연소장을 해석하여 분사기 면의 온도 분포가 연소 시험결과와 정성적으로 일치하는 것을 볼 수 있었다. 또한 충돌각의 감소와 분사기 배열의 직교-방사형으로 변경이 방사형 분사기배열의 국부적인 고온 영역을 감소시키며 성능에도 영향을 미치는 것을 볼 수 있었다. 이러한 해석을 통하여 분사기 배열과 충돌각 선정이 액체 로켓엔진의 성능과 연소장에 영향을 미치는 중요한 요인이 됨을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제11권5호
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• pp.60-71
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• 2007

액체로켓 엔진의 시동은 연소기와 가스발생기의 안정적인 점화는 물론 시동에 소요되는 시간을 단축하여 추력 발생과 상관없는 추진제 소모량을 줄이는 방향으로 전개되어야 한다. 특히 엔진시스템의 시동 순서나 규격을 모두 시험적으로 개발하는 데는 한계가 있으며, 안전상의 이유로 시험 조건이나 시동 cyclogram에 대한 해석적인 분석이 선행될 필요가 있다. 이에 본 연구에서는 가스발생기 사이클 액체로켓 엔진의 수학적 모델을 상용 1차원 유체시스템 해석 프로그램인 Flowmaster를 기반으로 개발하였으며, 이를 이용하여 안정된 엔진 시동을 위한 파이로시동기 규격이나 연소기 및 가스발생기 종단밸브의 열림시간 등을 구하는 방법론을 제시하였다. 아울러 해석 결과로 구한 시동특성을 해외 엔진의 시동 해석 결과와 정성적인 비교를 수행하여 비교적 잘 일치함을 파악하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제11권5호
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• pp.37-50
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• 2007

본 연구에서는 액체 추진제 로켓엔진의 연소기에 주로 사용되는 액체 동축 스월형 분사기의 분무특성을 예측할 수 있는 모델을 개발하여 분무 연소장을 계산하기위하여 개발된 KIVA의 환경에 적합하도록 유도하였다. 액막의 분열에는 선형 안정성 이론을 도입하여 장파와 단파의 영역을 모두 고려할 수 있는 모델을 개발하였고 점성이 고려된 수력학적 해석을 통해 초기의 액막 두께와 분무각 및 분사 속도를 예측하였다. 또한 개발된 분무 모델에 대한 난류 모델의 적합성을 평가하여 RNC $k-{\varepsilon}$ 모델이 적합함을 알았다. 이러한 모델의 평가를 바탕으로 액체로켓엔진에 장착되는 분사기에서 생산되는 분무의 특성을 실험 결과와 비교하였고, 분열 길이, 분무각 및 SMD가 정성적, 정량적으로 잘 일치하는 것을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.104-107
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• 2017

9톤급 다단연소 사이클 엔진 개발을 위한 기술검증시제(TDM0) 파워팩 연소시험이 나로우주센터 3단 엔진 시험설비에서 수행되었다. 기술검증시제 파워팩 모델은 주연소기를 제외한 예연소기와 터보펌프, 추진제 공급시스템으로 구성되어 있다. 파워팩 연소시험에서는 파워팩 구성품들간의 연계 작동성을 확인하였으며, 엔진 시스템 시험을 위한 파워팩의 주요 성능 변수들을 평가하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제24권1호
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• pp.17-23
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• 2020

달 탐사에서 발사체 상단은 주로 저궤도에 투입된 탐사선을 38만 km의 거리에 있는 달까지 투입해주는 역할을 한다. 국외의 경우 상단(Upper Stage)은 달 탐사선을 지구-달 전이궤적에 투입 후 탐사선과 분리되고, 달 탐사선은 그 이후 자체 추진제를 이용하여 중간 경로 수정 기동 및 달 궤도 진입을 수행한다. 본 연구는 새롭게 제시되는 소형 액체상단을 기술하였다. 습질량이 총 2.9톤인 액체상단을 이용할 경우 달 탐사선을 지구-달 전이궤적 투입뿐만 아니라 달 궤도 진입까지 수행할 수 있다. 본 연구는 나로 우주센터에서 발사할 경우를 기준으로 허용 가능한 달 탐사선의 질량 범위를 도출하고, 탐사선의 허용 가능한 임무 범위도 다양하게 기술하고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.475-478
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• 2012

케로신과 액체산소를 추진제로 하는 로켓엔진의 고공환경모사를 위한 실험 장치의 예비 설계를 수행하였다. 고공환경모사를 위한 장치는 진공챔버, 초음속디퓨저, 열교환기, 이젝터, 증기 발생기로 구성된다. 로켓엔진을 장착한 진공챔버는 이차목 초음속 디퓨저에 의해 고공환경의 압력이 모사되고 이를 유지한다. 로켓엔진의 메인 연소가스는 열교환기에서 물로 냉각되며 이로 인한 혼합물은 이젝터로 인해 대기 중으로 배출된다. 이젝터는 75% 에탄올과 액체산소, 물로 작동하는 증기 발생기에 의해 작동되며 초기 진공도를 유지하는 역할을 한다.