• 항공우주기술
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• 제6권2호
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• pp.188-196
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• 2007

복합재 케이스는 KSLV-I 킥모터 시스템 요구 조건을 만족하도록 설계하였다. 비행모델 제작에 앞서 신뢰성을 확보하기 위해 구조시험과 연소시험을 수행하였다. 구조시험으로는 수압시험, 진공시험, 비 파괴검사를 수행하여 연소시험 전에 케이스의 구조적 건전성을 확인하였으며 지상연소시험을 통해 열적 구조적 특성을 고찰하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.328-331
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• 2008

본 연구에서는 모델 스크램제트 엔진의 특성을 자세히 고찰하기 위해 수치해석을 수행하여 실험결과와 비교분석하였다. 수치해석을 통해 예측한 압력분포도는 충격파 터널을 이용한 지상시험과 잘 일치하는 결과를 보였다. 또한 연소기 내부의 정온도 및 정압력분포에 대한 분석에서 공동보염기는 국소적인 고온영역을 발생시키며, W자형 카울은 유동의 가로방향에 대해 압력불균형을 유발시킨다는 특성을 확인하였다. 이러한 특성은 연소기 내부의 초음속 연소를 증진시키는 효과로 이어졌다.

• 항공우주기술
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• 제6권1호
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• pp.190-200
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• 2007

파이로젠 형 점화기를 KSLV-I 킥모터 시스템 요구 조건을 만족하도록 설계하였다. 비행모델 제작에 앞서 신뢰성을 확보하기 위해 구조시험, 환경시험, 연소시험을 수행하였다. 점화기 구성품들의 구조적 강도를 확인하기 위해 수압 시험을 수행하였다. 극심한 환경 조건에서 점화기가 정상적으로 작동하는 지를 확인하기 위해 충격 및 진동 시험을 고려하였다. 그리고 초기 조건의 변화에 따른 점화 특성을 이해하기 위해서 연소시험을 수행하였다. 최종적으로 지상 시험을 통해 킥모터 추진제를 점화시키기에 충분한 에너지를 공급할 수 있다는 것을 검증하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.299-304
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• 2005

본 논문에서는 연소실 압력 53bara, 추진제 유량 90kg/s, 연소효율 $94\%$, 지상 비추력 253sec을 갖는 액체로켓엔진 실물형 연소기의 설계 전반에 대해 기술하였다. 연소기의 성능에 미치는 연소가스의 물성치, 특성속도, 추력계수 그리고 비추력에 대해 알아보았고, 연소기의 기하학적인 형상에 대해서도 기술하였다. 연소기는 분사기를 장착한 연소기 헤드, 재생냉각 채널을 가지고 있는 연소실로 구성되어 있다. 지상연소시험을 위해 제작한 내열재 삭마 방식의 연소실, SUS 배플을 장착하고 실린더부와 노즐부가 분리된 연소기, 배플 분사기를 장착하고 제생냉각부가 일체형인 연소기에 대해 기술하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.301-306
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• 2008

A pyrogen igniter was designed to satisfy the required condition of kick motor system for the space launch vehicle. We analyzed the ignition characteristics and performed the combustion tests to verify the internal ballistic performance. In the design process, the arc-image test was carried out to find the sufficient heat flux as varying the initial pressure from 10 to 700kPa. The analysis indicated that the initial pressure condition would delay ignition time within a range from 100 to 500ms. The combustion test with an inert chamber was also performed to understand the ignition characteristics with the variation of the initial pressure of free chamber volume. Finally, we confirmed that the igniter could provide the acceptable energy to ignite the propellant of kick motor at the ground test. The result of the ground tests showed that the ignition delay time was within the design range at the atmospheric pressure condition.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2001년도 제16회 학술발표회 논문초록집
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• pp.35-38
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• 2001

차세대 추진 기관으로 연구되고 있는 스크램제트 엔진의 열역학적 특성들을 검토하였다. 유동이 엔진을 통과하면서 연소에 의해 전압력이 손실되고 노즐 출구 마하수가 감소하지만, 고온 연소 가스가 배출되기 때문에 실질적인 속도는 증가하게 되고 추력이 발생한다. 초음속 연소를 모사하기 위해 blowdown 형태의 초음속 연소 풍동 설계를 위한 개념 설계가 이루어졌다. 초음속 풍동 시험부에서 마하 2.5의 속도를 유지하기 위한 작동 압력과 질유량이 계산되었다.

• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.307-311
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• 2008

호주의 T4 충격파 터널을 이용하여 모델스크램제트 엔진의 지상시험을 수행하였다. 시험조건은 마하 7.6 고도 31km로 두었으며 연료유량, 공동보염기, 카울형상 변화에 따른 영향을 고찰하였다. 연료유량에 따라 연소기 내부에서 초음속 연소 또는 열질식 현상이 발생하였으며 공동보염기 및 W자형 카울은 연소반응을 더 활발하게 하는 것으로 나타났다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제21회 추계학술대회 논문집
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• pp.13-19
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• 2003

램제트 및 스크램 제트 엔진의 개발을 위한 초음속 지상 추진 시험설비는 고고도, 고속 비행 조건을 모사하기 위해 고도 및 마하수에 따른 공기의 전압력과 전온도, 연소실 유입공기의 산소 농도 및 비열비 등의 조건을 구현할 수 있어야 한다. 그리고 비행체에서 발생하는 경사충격파의 영향을 모사할 수 있어야 한다. 본 연구에서 설계한 지상 추진 시험 설비는 초음속 자유 제트 불어내기(Supersonic free-jet blowdown)방식으로, 고압공기 공급원(최대 가압 압력 32MPa), 가열기(Vitiation 타입), 초음속 디퓨저, 이젝터 및 시험부(노즐 출구=200mm$\times$200mm)등으로 구성되어 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제7권4호
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• pp.53-62
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• 2003

램제트 및 스크램 제트 엔진의 개발을 위한 초음속 지상 추진 시험설비는 고고도, 고속 비행 조건을 모사하기 위해 고도 및 마하수에 따른 공기의 전압력과 전온도, 연소실 유입공기의 산소 농도 및 비열비 등의 조건을 구현할 수 있어야 한다. 그리고 비행체에서 발생하는 경사충격파의 영향을 모사할 수 있어야 한다. 본 연구에서 설계한 지상 추진 시험 설비는 초음속 자유 제트 불어내기 방식으로, 고압공기 공급원(최대 가압 압력 32MPa), 가열기(vitiation 타입), 초음속 디퓨저, 이젝터 및 시험부(노즐 출구=200mm${\times}$200mm)등으로 구성되어 있다.