• 한국추진공학회지
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• 제18권6호
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• pp.34-41
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• 2014

본 연구는 달 탐사 적용을 위한 하이브리드 추진 시스템의 기초 연구로서 산화제 유량 제어를 통한 추력제어 연구를 수행하였다. 산화제 유량 제어를 위해 볼밸브(ball valve)와 스텝 모터(stepping motor)를 이용하여 유량 제어 시스템을 구축하였으며, 산화제 및 연료는 각각 기체 산소(gas oxygen)와 고밀도 폴리에틸렌(High Density PolyEthylene)을 사용하였다. 실험 결과 산화제 유량 제어를 통해 목표 추력 제어 비율(53%, 32%)로 추력제어가 이루어 졌으며, 각각의 구간 내에서 추력이 일정하게 유지 되는 것을 확인 하였다.

• 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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• 제24권3호
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• pp.47-58
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• 2020

본 연구에서는 Whitmore와 Chandler의 모델을 기반으로 아산화질소를 사용하는 blow-down 방식의 하이브리드 로켓의 유량제어를 통한 추력제어 및 내탄도 해석에 대한 연구를 수행하였다. 유량제어가 포함된 아산화질소의 탱크 내 거동에 대한 예측을 수행하였으며, 해석결과와 실험결과의 일치도가 상당히 높음을 확인하였다. 또한, 추력제어 내탄도 해석의 검증을 위하여 500 N급 하이브리드 로켓을 이용한 지상연소시험을 수행하였으며, 연소실 압력 및 추력 모두 실험결과와 해석결과가 상당히 일치함을 확인하여 추력제어 성능을 예측할 수 있는 모델링 기법을 제시하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권8호
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• pp.704-710
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• 2017

액체로켓엔진용 연소기 산화제 개폐밸브는 단순 온 오프 개폐작동을 통해 연소기로의 산화제 공급 유무만을 제어하기 때문에, 산화제 공급 유량 조절을 통한 엔진 점화 시동 특성제어 및 최적화에 한계가 있는 반면에 2단계 개방 연소기 산화제 개폐밸브는 밸브의 부분 개방에 의해 산화제 공급 유량을 조절함으로써 엔진 점화 시동 특성을 제어할 수 있는 이점이 있다. 이에 본 논문에서는 액체로켓엔진용 2단계 개방 연소기 산화제 개폐밸브 개발을 위한 기본 설계 내용과 함께 밸브 작동성에 관한 검증시험 결과를 소개하기로 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.111-114
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• 2010

발사체 추진시스템에서 CC(Combustion Chamber) 산화제 개폐밸브는 액체산소를 연소기로 공급 및 차단함으로써 연소를 개시 및 중단시킬 뿐만 아니라, 정상운영 상태에서는 연소기 내 안정된 연소가 가능하도록 일정한 유량의 액체산소를 공급한다. 개발이 완료된 산화제 개폐밸브 EM(Engineering Model)의 주요 구성부의 성능향상을 위하여 전산구조해석을 이용한 중간플랜지, 밸브 입구의 립 부분의 설계 변경을 수행하였으며, 성능 시험을 통하여 설계변경에 의한 성능 향상을 최종확인 하였다.

• 항공우주기술
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• 제8권2호
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• pp.140-148
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• 2009

발사체 추진시스템에서 CC(Combustion Chamber) 산화제 개폐밸브는 액체산소를 연소기로 공급 및 차단함으로써 연소를 개시 및 중단시킬 뿐만 아니라, 정상운영 상태에서는 연소기 내 안정된 연소가 가능하도록 일정한 유량의 액체산소를 공급한다. CC 산화제 개폐밸브 개발과 관련하여, TM(Technology Model)의 극저온 산화제 개폐밸브를 제작하여, 밸브의 정상적인 작동성능을 이미 확인한 바 있다. 반면 TM의 유량계수, Cv가 설계기준 값보다 상당히 작았기 때문에, 차기 개발 단계인 CC 산화제 개폐밸브 EM(Engineering Model)의 설계/제작을 통해 충분히 개선된 Cv 특성을 확보하기 위해 CFD 해석을 수행하였다. CFD 해석 결과, 밸브 출구 각도를 120o로 변경하고, 밸브의 부분적인 크기 증가와 스트록 길이를 증가시킴으로써 EM의 Cv를 상당히 향상시킬 수 있는 것으로 확인되었다. 유량시험을 통해 측정된 EM의 개선된 Cv는 최소 212로써, 기존 TM의 Cv값인 161보다 32%가량 증가된 것을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.139-141
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• 2017

하이브리드 로켓 추진장치에서 유량제어밸브는 HR 모터조립체로 유입되는 $N_2O$ 산화제의 유량을 변경하여 추력을 증가시키거나 감소시키는 역할을 수행한다. 본 논문에서는 응답속도를 약 1초 이내, 토크 $36N{\cdot}m$의 요구사항에 맞춰 유량제어밸브를 설계 및 제작하였다. 그리고 나서 0~10V의 아날로그 신호를 인가하였을 때 밸브가 열고 닫히는 상황을 구현하기 위해 액추에이터에 데이터 값을 입력하였다. 마지막으로 연소시험을 통해 유량제어밸브의 성능을 확인하였다.

• 항공우주기술
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• 제9권2호
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• pp.63-72
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• 2010

발사체 추진시스템에서 CC(Combustion Chamber) 산화제 개폐밸브는 액체산소를 연소기로 공급 및 차단함으로써 연소를 개시 및 중단시킬 뿐만 아니라, 정상운영 상태에서는 연소기 내 안정된 연소가 가능하도록 일정한 유량의 액체산소를 공급한다. TM(Technology Model)에 비해 높은 유출계수를 가지는 EM(Engineering Model)이 전반적인 요구 성능을 만족하는 것으로 나타났지만, 성능 향상을 위해 EM의 주요 부분에 대한 추가적인 설계 변경을 수행하였다. 공압 제어부, 중간 플랜지, 그리고 밸브 입구의 립 부분의 형태를 설계 변경하였으며, 해당 시험 시제를 제작하여 성능시험을 수행하였다. 이러한 성능 시험을 통해 의도했던 성능 향상이 이루어진 것을 최종 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권7호
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• pp.573-580
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• 2021

파라핀 왁스는 높은 후퇴율 때문에 하이브리드 로켓의 연료로 많은 각광을 받고 있다. 하지만 파라핀 연료의 연소에서도 비정상적인 저주파수 연소압력 진동이 관찰되고 있는데, 이는 연료 표면에 형성된 액체층과 액적의 유입과 관련이 있는 것으로 추론된다. 본 연구는 액적에 의한 추가적 연소와 저주파수 연소불안정 발생과의 관계를 분석하였다. 한편, 액적의 발생은 관성력과 액체의 표면장력의 비로 정의되는 We수(Weber Number)와 액체층의 Re수(Reynolds Number)에 따라 변화하는 것으로 알려져 있다. 따라서 일차적으로 실험실 규모의 로켓을 사용하여 We수에 따른 연소불안정의 발생여부를 관찰하였다. We수의 조절은 산화제 유량 변화를 통한 관성력의 변화와 LDPE(Low Density Polyethylene) 첨가에 의한 표면장력의 변화를 통해 시도하였다. 저주파수의 연소불안정의 발생은 특정한 We수 이상에서만 관찰되었고 임계 We수가 존재하는 것을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권2호
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• pp.139-146
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• 2021

하이브리드 로켓 연소에서 산화제 스월 분사는 회전방향 속도성분이 경계층 유동에 영향을 미쳐 연소안정화에 기여한다. 그러나 스월 강도가 증가할수록 연소성능을 과도하게 변화시키는 문제점이 나타난다. 따라서 참고문헌[7]의 삽입연료와 함께 사용하여 연소성능 변화를 최소화 하면서 연소불안정 억제를 시도하였다. 이를 위해, 일련의 실험을 계획하여 스월 강도와 삽입연료 위치를 변화하며 연소불안정의 발생과 연소성능 변화를 관찰하였다. 실험결과, 스월 각 6°, 삽입연료 위치 310 mm 조합에서 연소불안정이 억제되었으며 연소압력, O/F 비 그리고 연료 후퇴율 등의 변화가 최소인 것으로 확인하였다. 또한 고주파수 대역의 압력진동(p')와 열방출진동(q')의 위상차가 π/2로 음의 결합을 형성하도록 연소조건을 유지하는 것이 저주파수 연소불안정 발생을 억제하는 필요충분조건임을 재확인하였다.