• 한국자동차공학회논문집
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• 제10권1호
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• pp.84-92
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• 2002

On the cold start of LPG engine, as the engine temperature has not reached its equilibrium temperature, liquid LPG could not be changed perfectly gaseous LPG, although it was passed to the vaporizer. Liquid and gas mixed fuel could influence starting ability and exhaust emission characteristics of LPG engine. In this study, the vaporization characteristic of liquid LPG was investigated with a conventional vaporizer and the vaporizer with heat source(glow plug) installed at preheated chamber inlet, by using the visualization methods and engine test. According to visualization result, even if the engine coolant temperature was $14^{\circ}C$, liquid fuel was supplied to primary chamber over 25 seconds without vaporizing from preheated chamber in such a conventional vaporizer. However, the vaporizer with heat source do not correspond with that, scarcely had been trim on glow plug when LPG began to vaporize. The effectiveness of heat source could be verified by application to the conventional LPG engine.

• International Journal of Aerospace System Engineering
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• 제5권2호
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• pp.16-22
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• 2018

An analysis has been made on the performance variation due to pressure drop change at propellant supply pipes of liquid rocket engine. The objective is to compare the effectiveness of control variables to tune the liquid rocket engine performance. The mode analysis program has been used to estimate the engine performance for different modes which is realized by controlling the flow rate of propellant. The oxidizer of combustion chamber, the fuel of combustion chamber, the oxidizer of gas generator and the fuel of gas generator are the independent variables to control engine thrust, engine mixture ratio and temperature of gas generator product gas. The analysis program is validated by comparing with the powerpack test results. The error range of compared variables is order of 4%. After comparison of tuning effectiveness it is turned out that the pressure drop at oxidizer pipe of gas generator and pressure drop at combustion chamber fuel pipe and the pressure drop at the fuel pipe of gas generator can effectively tune the thrust of engine, mixture ratio of engine and temperature of product gas from gas generator respectively.

• 한국추진공학회지
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• 제26권2호
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• pp.47-59
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• 2022

비추력이 가장 높은 액체수소/액체산소 엔진은 발사체의 성능을 극대화하기 위하여 1950년대 부터 개발되어 현재까지 이용되고 있다. 최근 국내에도 수소 경제의 대두에 따라 세계 수준의 액체수소 생산, 운송 등 인프라 구축이 진행되고 있고, 이는 발사체 성능을 향상시킬 수 있는 절호의 기회다. 본 논문에서는 액체수소 엔진 개발을 위한 전반적인 측면을 살펴보았다. 추진제로서의 액체수소 적용의 타당성을 고찰하고, 국내의 액체수소 인프라 현황, 액체수소 엔진 개발을 위한 소요기술, 수소를 안전하게 다루기 위한 운용적 측면을 검토하고, 액체수소 엔진 개발을 위한 시험설비를 검토하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권6호
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• pp.126-133
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• 2018

액체로켓엔진은 비행 중에 극심한 진동 환경뿐만 아니라 추진제의 고압, 추력, 극저온 산화제나 고온 연소 가스에 의한 열하중 등의 다양한 정적 하중을 겪는다. 엔진 개발 단계에서는 구조 안정성을 위해 엔진 시스템에 대한 구조 해석과 지상 연소 시험에서 측정된 변형율을 분석이 필요하다. 여기서는 75톤급 엔진의 지상 연소 시험에서 얻어진 변형율 특성을 분석하였다.

• 항공우주기술
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• 제11권2호
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• pp.182-194
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• 2012

한정된 기간과 비용 하에 높은 신뢰도와 안전성을 갖는 엔진을 완성하기 위해서는 엔진 개발과 병행하여 엔진에 최적화된 진단시스템의 개발이 필요하다. 본 연구에서는 진단시스템의 개발방향을 정립하기 위하여 해외문헌을 바탕으로 엔진에서 발생 가능한 고장들, 상태진단을 위한 검사파라미터의 특성, 진단방법들(실시간 진단법, 사후 진단법, 사고원인 분석법, 파라미터 계통법, 시험진단법)을 고찰하였고, 엔진 개발단계 및 운용단계에서 수행해야할 진단관련 과제들을 제시하였으며, 해외의 액체로켓엔진 진단 사례를 정리하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제8권4호
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• pp.102-108
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• 2004

고성능 액체로켓엔진 개발을 위하여 터보펌프를 사용하는 재생냉각형 액체로켓엔진시스템의 배치안을 마련하였다. 엔진시스템을 구성하는 부품들에 대하여 각각의 특성을 고려하고 현실적으로 제작 및 조립이 가능하도록 3차원 디지털 모형을 제작하여 검증하였다. 1단 엔진시스템은 1축 김벌링을 하며 4개의 엔진 조립체로 클러스터링할 수 있도록 설계하였다. 2단용 엔진시스템은 2축 김벌링을 하며 1개의 엔진 조립체로 구성하였다. 1단 및 2단 엔진시스템의 조립 및 분해 공정 그리고 관련 프로그램 또한 개발하였다. 그리고 엔진시스템의 조립 및 분해 공정을 효율적으로 수행하기 위하여 여러 형태의 전용 치/공구 또한 설계하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제26권1호
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• pp.68-76
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• 2022

한국형발사체(KSLV-II) 상단은 7톤급 액체로켓엔진을 사용하고, 케로신/액체산소를 추진제로 사용하는 터보펌프 공급방식의 개방형 가스발생기 사이클이다. 본 연구에서는 우선 7톤급 상단엔진의 설계 및 개발과정에 대한 간략한 개요를 제공하였다. 또한 상단엔진 개발과정에서 발생했던 문제점 중 몇 가지 사례에 대해 적용된 해법 및 결과들을 소개하였다.

• Tribology and Lubricants
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• 제28권2호
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• pp.81-92
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• 2012

To product multi-grade oil like engine oil, a sort of mineral base oil is mixed with a fundamental additive liquid package and a polymer liquid as viscosity index improver in order to improve the lubricating property of oil. That is, engine oil is the mixture of more than two fluids. In this paper, it will be systematically organized the governing equation describing non-Newtonian thermo-hydrodynamic lubrication related with the mixture of incompressible fluids based on the principle of continuum mechanics. Then, in order to find how the thermal analysis effect on the bearing performance lubricated with the mixture of multi-fluids, it will be compared to the performances between the mixture of each liquid to be blended and multi-grade engine oil as a single fluid in a high speed journal bearing. It is found that, in the case of lower viscosity oil, the difference of pressure distribution between the above two cases turns out to be existed, even if the load capacity is same level.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.35-38
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• 2007

액체로켓엔진(Liquid Rocket Engine) 의 천이성능 예측을 위해 선행연구 되었던 LRE 시스템 모듈화 프로그램의 결과를 살펴보고, 일본의 로켓엔진 동적 해석 프로그램(Rocket Engine Dynamic Simulator)의 엔진 시스템 동적 해석 방법과 모델링에 대해 고찰하였다. LRE 시스템 모듈화 프로그램에서는 각 구성품에 대한 설계 인자를 수학적으로 모델링하였고 구성품 간의 유량과 압력을 매칭시켜 통합하여, 로켓엔진 시스템의 요구조건을 만족하는 각 구성품에 대한 주요 설계 파라미터를 도출하는 과정에 관하여 논의하였다. 로켓엔진 시스템을 유한한 배관요소들의 연결로 모델링하고, 시간의 함수로 표현되는 보존방정식을 적용하여 터보펌프, 밸브, 오리피스，추력실 등 유체기기의 작동 특성을 모사하는 동특성 설계 과정에 관하여 고찰한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.498-501
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• 2012

한국형발사체개발을 위하여 소형연소시험장을 개량하였다. 개량된 시험설비는 7톤급 연소기 개발에 활용될 예정이며, 이를 통해 획득한 자료와 시험평가 절차와 시험기법을 토대로 고성능 로켓엔진 개발에 활용될 것이다. 본 논문에서는 7톤급 축소형 연소기 시험을 위해 개량된 시험설비에 대해 기술하였다.