• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.493-497
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• 2012

한국형발사체 3단 엔진에 사용될 7톤급 액체로켓엔진의 연소기의 연소시험을 위해 한국항공우주연구원에 있는 지상연소시험장을 유지 및 운용의 편리성, 유연성, 안전성을 고려하여 개량하였다. 본 논문에서는 개량된 시험 시험설비 주요 변경과 기능에 관하여 서술하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권10호
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• pp.93-101
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• 2004

액체 로켓엔진에서 발생하는 고주파 연소 불안정성을 예측하기 위해 선형 안정한계를 계산하는 방법을 연구하였다. 기존의 선형이론에 근거하여 유도된 선형 안정한계를 나타내는 안정한계 식을 채택하였으며, 그 식을 구성하는 각각의 항을 정량적으로 평가하는 방안들이 제시되었다. 안정한계 계산에 필요한 열-화학 물성치와 유동 변수를 열역학적 평형계산과 CFD 해석 및 실험 결과로부터 평가하는 구체적 절차들을 상세히 제시하였다. 실제 로켓엔진으로서 시험 데이터가 확보되어 있는 KSR-III 로켓엔진에 대해서 제시한 방법을 적용하여 안정한계 곡선을 구하였다. 계산결과는, 해당 엔진에 대해 정량적으로 타당한 안정한계 곡선을 보여주었다. 이를 토대로 해당 엔진의 안정성 특성을 분석하였다. 본 연구에서 제시된 선형 안정한계 계산 방법은 진정한 예측의 1차적 근사로서 활용할 만한 가치가 있으며, 엔진 개발 초기에 근사적으로 안정성 경향을 분석하기에 유용할 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.235-240
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• 2010

분출냉각은 높은 압력과 온도의 가혹한 환경에서 운용되는 액체로켓과 공기흡입식 엔진을 위한 가장 효과적인 냉각방법이다. 연소기 라이너와 터빈 베인은 다공질 벽면을 통과하는 냉각재(공기 또는 연료) 뿐만 아니라 차단막으로 작용하는 공기에 의해 냉각된다. 그러나 이의 실용화는 유용한 다공질 재료의 제한에 의해 방해를 받아왔다. 벽면 내에서 내부 열전달을 증가시키는 보다 현실적인 방법을 찾는 노력을 통해 Lamilloy$^{(R)}$ 및 Transply$^{(R)}$와 같은 다층 기공 구조물을 개발하게 되었다. 본 논문은 액체로켓, 가스터빈 및 스크램제트의 추진기관 적용을 위한 분출냉각의 최근 연구동향을 고찰하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권5호
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• pp.79-86
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• 2005

기체-액체형 분사기를 사용하는 고성능 로켓엔진을 위하여 공명기로서의 분사기의 역할을 연구하였다. 단일 분사기가 장착된 연소기에서의 음향 거동을 상온 선형 음향해석을 통해 조사하였다. 음향감쇠 효과는 분사기 길이에 따른 감쇠인자를 통해 정량화되었다. 계산 결과, 분사기는 음향 감쇠에 있어 큰 역할을 하며, 최적의 분사기 길이는 감쇠시키고자 하는 음향 주파수에 대한 반파장 길이에 해당함을 알 수 있었다. 배플이 장착된 연소기에서, 상온 조건과 실제 연소 상황의 조건을 설정하여 각 조건에 대해서 배플길이에 따른 최적 분사기 길이의 변화를 계산하여 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.211-217
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• 2003

액체산소와 액화천연가스를 이용한 재생냉각 액체로켓엔진의 특성을 실험적인 방법으로 고찰하였다. 추진제의 상에 따른 재생냉각효과를 규명하기 위하여 물냉각, 천연가스냉각 그리고 액화천연가스 냉각방식 각각에 대해 일련의 시험을 수행하였다 연소실 압력과 혼합비에 따른 연소특성과 연소성능 변화를 고찰하였으며, 연료의 조성변화와 재생냉각에 따른 연료 엔탈피 변화에 따른 액체로켓 엔진의 성능변화를 파악하였다. 시험결과 이론혼합비의 70∼75% 값을 가지는 혼합비에서 최대 특성 속도가 발생하였으며, 연소성능을 나타내는 chamber coefficient는 0.952∼0.98의 값을 보였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.61-65
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• 2010

초저온 추진제를 사용하는 액체로켓용 인젝터의 개발을 위해서는 단일 인젝터의 수류/연소시험을 통해 인젝터의 수력학적 특성 및 혼합, 미립화 등의 분무특성에 대한 연구가 필수적이다. 본 연구에서는 대학실험실 급에서 운용할 수 있는 범위의 가압식 초저온 추진제 공급장치 및 LabVIEW를 이용한 Cyclogram 제어 및 데이터 수집장치 등을 구축하였다. 제작된 시험장치를 이용하여 스월-동축인젝터의 $LN_2-GN_2$ 초저온 수류시험 및 분무 가시화를 수행하였다. 또한 LOX-$GCH_4$ 추진제 조합의 연소시험을 위한 연소기와 추력대를 설계 및 제작하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.240-243
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• 2003

Combustion instability phenomena have been observed in various different combustion systems. For each specific combustion system, pressure fluctuations measured during high frequency combustion instability presented many different characteristics. High frequency instability occurring in a lean premixed gas turbine combustor mar be dominantly affected by a nonlinear relation between pressure oscillations and heat release rate fluctuations, and gas dynamics plays a crucial role in determining an amplitude of a limit cycle for a liquid rocket thrust chamber. Combustion instability phenomena manifest their inherent nonlinear characteristics. One is a limit cycle and the other bifurcation described by nonlinear time series analysis.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제14권5호
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• pp.26-32
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• 2020

본 연구에서는 액체로켓 연소기의 연소 불안정 모사를 위해 극저온 유체인 액체질소를 공급하는 설비를 구축하였다. 가압 및 공급 성능을 예측하였으며 실험을 통하여 검증하였다. 액체질소 공급 시스템은 가압식 공급 시스템으로 구성하였으며, 가압제 압력 조정은 돔 레귤레이터를 사용하였다. 액체질소 공급 유량 제어는 캐비테이션 벤추리를 사용하였으며, 액체 질소 공급 조건은 초당 유량 2.55 kg/s, 벤추리 입구 압력은 100 bar 이상이다. 초기 실험 결과 예측된 가압제의 양이 충분히 공급되지 못하여, 탱크압력 강하가 발생해 목표 유량을 공급하지 못하였다. 구축된 설비의 변경 및 보완을 통하여, 최종적으로 목표 유량 공급에 성공하여 극저온 액체질소 공급 설비를 검증하였다.

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제18권6호
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• pp.1010-1018
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• 2004

This study presents the methodological aspects of combustion instability modeling and provides the numerical results of the model (sub-scale) combustion chamber, regarding geometrical dimensions and operating conditions, which are for determining the combustion stability boundaries using the model chamber. An approach to determine the stability limits and acoustic characteristics of injectors is described intensively. Procedures for extrapolation of the model operating parameters to the actual conditions are presented, which allow the hot-fire test data to be presented by parameters of the combustion chamber pressure and mixture (oxidizer/fuel) ratio, which are customary for designers. Tests with the model chamber, based on the suggested scaling method, are far more cost-effective than with the actual (full-scale) chamber and useful for injector screening at the initial stage of the combustor development in a viewpoint of combustion instabilities.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.61-64
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• 2009

본 연구에서는 액체 로켓 엔진의 연소 시험을 통하여 O/F ratio가 연소 성능에 미치는 영향을 측정하였다. 사용된 분사기는 추력 200 N, 챔버 압 10 bar로 설계된 샤워헤드형 이며, 점화 방식은 촉매점화를 선택하였고. 과산화수소와 케로신을 추진제로 사용하였다. 본 실험을 통해서 로켓의 효율을 보다 증가시킬 수 있는 방법으로 O/F ratio가 연소 성능에 미치는 영향을 측정하여 O/F ratio의 운용조건을 알 수 있었다.