• 한국추진공학회지
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• 제6권4호
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• pp.15-23
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• 2002

액체 로켓 엔진 메니폴드 및 인젝터 부는 단열 사양을 적용할 경우 시스템이 복잡해지고 무게가 증가함으로 인해 일반적으로 단열 사양이 적용되지 않는다. 단열사양을 적용하지 않을 경우에 일어날 수 있는 문제는 액체산소의 온도 상승과 메니폴드 내부벽 및 인젝터에서 기체가 발생할 수 있다는 점이다. 본 연구에서는 극저온 액체산소를 산화제로 사용하는 KSR-III 액체로켓 엔진의 산화제 메니폴드 및 인젝터에서 측정된 압력 강하 값을 이용하여 발생된 기체 분율을 계산하였다. 액체산소 메니폴드 기체 분율 계산은 이상유동의 분리유동 모델을 활용하였고. 인젝터에서의 기체분율은 오리피스 모델을 활용하여 예측하였다. 이와 함께 메니폴드 열해석을 수행하여 비등현상에 대한 유동형태를 파악하였다. 또한 액체로켓 엔진내에서의 기체 발생이 로켓 엔진의 성능 및 연소 안정성에 미치는 영향에 대하여 간략히 고찰하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권11호
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• pp.1028-1034
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• 2015

발사체에 적용되는 솔레노이드 밸브의 경우 산업용 솔레노이드 밸브에 비해 엄격한 전류 및 무게, 크기 제한 조건을 요구한다. 이러한 제한 조건을 만족하며, 솔레노이드 밸브의 작동을 보장하기 위한 추진제탱크 가압제어용 솔레노이드 밸브 설계를 수행하였다. 극저온 상태에서 솔레노이드 전류 상승을 방지하기 위해 구리와 콘스탄탄 재료를 사용한 새로운 형태의 코일 설계를 적용하였으며, 시제품을 이용한 시험결과 측정된 전류는 설계 규격을 만족하고 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권8호
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• pp.744-749
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• 2011

본 논문에서는 핀틀 로켓의 초기 최적 노즐 팽창비를 결정하는 방법에 대해서 제시하였다. 초기 최적 노즐 팽창비는 최대/최소 압력의 추력 계수로부터 계산되는 질량 가중 추력 계수를 최대화시켜 결정하였으며 이는 주어진 임무를 수행함에 있어 소요되는 추진제무게가 최소화되는 조건과 일치한다. 초기 최적 노즐 팽창비 결정에 영향을 주는 인자는 최대 압력, 추력조절비 그리고 총추력비이며 이중에서 총추력비가 가장 큰 영향을 준다.

• 항공우주기술
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• 제10권1호
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• pp.129-135
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• 2011

본 연구는 중앙 물분사 방식을 채택한 액체로켓엔진 후류의 냉각에 대해 전산유체역학을 통한 특성을 고찰하였다. 중앙 물분사 방식의 냉각은 측면 물분사 방식과는 달리, 잘 알려져 있지 않기 때문에 다양한 물분사량과 유량을 통해 효율적으로 후류를 냉각시킬 수 있는 조건을 찾았으며, 해석을 통해 후류의 변화 특성을 살펴보았다. 이로부터 물분사 유량이 총추진제 유량의 2배 이상, 위치는 L/De=1.2일 때가 적당함을 알 수 있었다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제20권10호
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• pp.100-106
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• 2019

고농도 과산화수소와 케로신을 추진제로 하는 액체 로켓 엔진을 이용하여 수직형 연소 실험대에 고고도 모사용 디퓨저와 기 검증된 추력 측정 장치를 장착하여 지상 및 고고도 모사 연소 실험 설비를 구축하였으며, 고도에 따른 추력 특성을 고찰하였다. 선행으로 고고도 모사용 디퓨저의 특성 및 시동압력을 검증하기 위하여 1:4.8 스케일로 축소한 디퓨저를 설계 및 제작하였다. 축소형 디퓨저는 질소 가스를 이용하여 cold flow test를 수행하여 성능 및 시동 특성을 확인하였으며, 그 결과 연소 실험용 디퓨저의 성능 안정성과 시동 특성을 확보하였다. 수직형 연소 실험대에 고고도 모사용 디퓨저와 추력 측정 장치를 장착하고, 시스템 저항에 대한 추력 보정식을 도출하였다. 추력 보정식은 실제 연소 실험 전에 수행한 추력 단계별 실험과 진공 단계별 실험을 통하여 도출하였다. 작동 고도가 10km인 노즐을 설계, 제작하여 지상 연소 실험 및 고고도 모사 연소 실험을 수행하여 작동 고도 변화에 따른 추력 특성을 분석하였다. 추력 측정 장치에서 계측한 추력값을 이용하여 실제 추력을 각각의 보정식을 이용하여 계산하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권5호
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• pp.437-443
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• 2014

엔진은 로켓의 임무성공에 가장 중요한 부품이다. 본 연구에서는 신규 개발하는 액체로켓 엔진의 신뢰도 및 개발비용을 추정하는 방법을 제시한다. 신뢰도에 영향을 미치는 요인들 중 모형화가 어려운 인자들을 고려하여 베이스라인 엔진을 선택하고 신뢰도에 미치는 영향을 양적으로 파악할 수 있는 인자들을 반영하여 베이스라인 엔진의 신뢰도를 수정하였다. 또한 엔진개발비용을 건조 질량과 연소시험횟수로 나타낸 Transcost 엔진 개발비용 모형을 신규 개발하는 엔진의 요구추력과 신뢰도의 함수로 표현하였다. 마지막으로 액체산소와 액체수소를 추진제로 사용하는 다단연소 사이클 엔진에 대해 제안된 방법을 예시하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권2호
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• pp.144-149
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• 2014

우주발사체 자세제어용 하이드라진 추력기의 추력실 특성길이($L^*$) 변화에 따른 연소성능을 확인하기 위해 개발모델 추력기에 대한 지상연소시험을 수행하였다. 각각의 추력기에 대한 성능특성이 추진제 주입압력 2.41 MPa (350 psia)에서의 정상상태 추력, 비추력, 응답특성 및 특성속도 등과 같은 성능변수로 분석되었다. 시험결과, 표준모델 대비 추력실 특성길이의 증가와 감소에 따라 특성속도 및 비추력성능이 공히 감소하였던 바, 표준모델의 추력실 형상이 요구성능에 대하여 가장 적합하게 설계되었다는 사실이 확인되었다.

• 한국응용과학기술학회지
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• 제35권1호
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• pp.214-222
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• 2018

Alane(aluminum trihydride, $AlH_3$)으로 명명되는 고에너지 물질인 삼수소알루미늄은 수소저장물질로서 뿐만 아니라 우주항공분야의 고체 추진제나 방위산업의 화약제조용으로도 사용될 수 있다. 본 연구는 습식공정을 통하여 합성하고, 에테르를 세밀하게 분리하는 결정화 공정을 통하여 최종 수소화물을 추출하였다. 결정화 공정에서 삼수소알루미늄-에테레이트($AlH_3{\cdot}(C_2H_5)_2O$)가 alane으로 상변이하면서 입자가 성장하고, $85^{\circ}C$에서 2 시간의 결정화 시간이 이루어졌을 때 가장 안정된 결정상이 나타나는 모습을 확인하였다. 최종적으로 추출된 고체상 삼수소알루미늄은 막대모양의 ${\gamma}$-형태가 가장 많은 양을 차지하는 것으로 나타났으며, 크기는 $50-100{\mu}m$ 수준이었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권9호
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• pp.802-808
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• 2014

학문적 연구개발 목적으로 개발된 MEMS 기술 기반 고체 추력기는 큐브위성에 탑재되어 극한 우주환경에서의 궤도 운용 및 기술검증시험을 실시할 예정이다. 이를 위해서는 고체 추력기가 허용온도 범위 내에 유지되도록 하여 점화시간지연에 따른 점화실패 방지 및 저온에서의 추력기의 구조건전성 확보가 가능하도록 열 제어를 실시하여야 한다. 본 논문에서는 MEMS 고체 추력기의 저온에서의 허용온도 유지를 위해 일반적으로 적용되는 온도센서와 히터를 활용하지 않고 고체 추진제 점화용 마이크로 점화기를 온도제어를 위한 센서 및 히터로 활용하는 효율적 열 제어 방안을 제안하였으며, 궤도 열 해석을 통해 열 제어 방식의 유효성을 입증하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제23권5호
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• pp.43-52
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• 2019

극저온 유체를 사용하는 발사체는 극저온 유체의 자연순환회로를 이용하여 발사체의 엔진 입구를 냉각한다. 자연순환회로의 질량유량은 순환시스템을 구성하는 배관의 길이 및 직경과 시스템으로 들어오는 열유입에 의하여 결정된다. 극저온 유체의 자연순환회로의 순환 검증 및 질량유량 측정을 위하여 실험을 진행하였으며, 이론적 계산 결과와 비교하였다. 비교 결과 12%의 오차가 있음을 확인하였다. 이 결과를 바탕으로 발사체 상단에서 저중력 구간 및 가속 구간에서의 자연순환 질량유량을 예측한 내용을 포함한다. 가속구간에서는 산화제탱크가 100 kPa 내외로 유지하는 것이 자연순환유량 증가에 이로웠으며, 저중력구간에서는 중력가속도의 크기에 따른 최적 압력으로 조절해야 자연순환유량의 최고값을 유지할 수 있었다.