• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제19권9호
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• pp.1821-1832
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• 2005

This study realizes the conceptual method to predict combustion instability in actual full-scale combustion chamber of rocket engines by experimental tests with model (sub-scale) chamber. The model chamber was designed based on the methodologies proposed in the previous work regarding geometrical dimensions and operating conditions, and hot-fire test procedures were followed to obtain stability boundaries. From the experimental tests, two instability regions are presented by the parameters of combustion-chamber pressure and mixture (oxidizer/fuel) ratio, which are customary for combustor designers. It is found that instability characteristics in the chamber with the adopted jet injectors can be explained by the correlation between the characteristic burning or mixing time and the characteristic acoustic time: In each instability region, dynamic behaviors of flames are investigated to verify the hydrodynamically-derived characteristic lengths of the jet injectors. Large-amplitude pressure oscillation observed in upper instability region is found to be generated by lifted-off flames.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.10-13
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• 2010

75톤급 기술검증용 연소기 시제의 저압 연소시험을 수행하였다. 기술검증용 연소기의 설계 연소압력은 60 bar, 추진제 유량은 243.6 kg/s이다. 그러나 국내 연소시험설비의 여건상 연소압력 30 bar, 추진제 유량 121.8 kg/s의 저압 조건에서의 연소기 작동성 및 연소성능을 검증하기 위한 시험을 수행하였다. 모든 연소시험은 하드웨어의 손상 없이 성공적으로 수행되었다. 본 시험결과는 향후 75톤급 연소기의 설계점 조건에서의 연소성능을 예측하는 기본 데이터로 활용될 수 있을 것이다.

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제20권6호
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• pp.874-881
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• 2006

Combustion stability characteristics in actual full-scale combustion chamber of a rocket engine are investigated by experimental tests with the model (sub-scale) chamber. The present hot-fire tests adopt the combustion chamber with three configurations of triplet impinging-jet injectors such as F-O-O-F, F-O-F, and O-F-O configurations. Combustion stability bound-aries are obtained and presented by the parameters of combustion-chamber pressure and mixture (oxidizer/fuel) ratio. From the experimental tests, two instability regions are observed and the pressure oscillations have the similar patterns irrespective of injector configuration. But, the O-F-O injector configuration shows broader upper-instability region than the other configurations. To verify the instability mechanism for the lower and upper instability regions, air-purge acoustic test is conducted and the photograph or the flames is taken. As a result, it is found that the pressure oscillations in the two regions can be characterized by the first impinging point of hydraulic jets and pre-blowout combustion, respectively.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.807-812
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• 2011

한국형발사체 1단에 사용될 75톤급 액체로켓엔진 연소기의 기술검증시제를 설계, 제작하여 연료수류시험을 수행하였다. 가압압력을 조절하여 연료 유량을 변경함으로써 주어진 유량에서 발생하는 연소기 재생냉각 채널에서의 압력 손실을 측정하였다. 연소실 각 부에서의 압력 손실을 측정할 수 있었으며, 상당량의 압력 손실이 유속이 강한 연소실 노즐목부에서 발생함을 확인하였다. 주어진 연료 수류시험 조건에서 수력학 해석을 통하여 수력학 해석 방법의 정확도를 검증할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제16권6호
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• pp.56-61
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• 2012

한국형발사체 1단에 사용될 75톤급 액체로켓엔진 연소기의 기술검증시제를 설계, 제작하여 연료 수류시험을 수행하였다. 가압압력을 조절하여 연료 유량을 변경함으로써 주어진 유량에서 발생하는 연소기 재생냉각 채널에서의 압력 손실을 측정하였다. 연소실 각 부에서의 압력 손실을 측정할 수 있었으며, 상당량의 압력 손실이 유속이 강한 연소실 노즐목부에서 발생함을 확인하였다. 주어진 연료 수류시험 조건에서 수력학 해석을 통하여 수력학 해석 방법의 정확도를 검증할 수 있었다.

• 한국지반공학회지:지반
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• 제11권2호
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• pp.19-28
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• 1995

소형 압력 토조(small pressure chamber)를 이용하여 포화된 사질토에 타입된 폐단 강관 말뚝의 인발거동 특성을 연구하였다. 소형 압력 토조 시험에서는 인발 하중이 인발변위와 함께 증가하다가 급작스러운 미끄러짐 변위가 발생되는 현상이 2-3회 반복되다가 완전 인발파괴에 이르게 되는데, 이때 첫번째 미끄러짐 변위가 발생하는 하중의 크기를 극한 인발 지지력으로 정의할 수 있다. 또한, 소형 압력 토조 시험에서는 미세한 시험 조건에 의해서도 극한 인발 지지력의 크기가 50% 이상의 오차를 나타낼 수도 있으므로 모형 지반을 형성할 때마다 인발 재하 시험에 의하여 극한 인발 지지력을 결정하여 사용하는 것이 좋을 것으로 판단되며, 이때 1차 인발 시험에 의해 교란된 지반의 상태는 모형 말뚝의 크기에 적합한 타격에너지를 가해주어 회복시킬 수 있다.

• 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 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.46-55
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• 2005

For the sea-level performance test of rocket motor designed to operate in the upper atmosphere, ejectors with no induced secondary flow are generally used, which serves dual purposes of evacuating the test cell and performing as a supersonic exhaust diffuser (SED). The main concern of this research is to simulate starting transients in order to visualize evolution of internal shock structures in SED with different initial cell (vacuum chamber) pressures. RANS code with low Reynolds $k-\varepsilon$ turbulence model was employed for these computations. Numerical results were compared with the pressure measurements previously performed [Proceedings of 2004 Annual Conference, KIMST], and showed good agreements with pressure-time history of measured data. In the case of low vacuum chamber pressure, abrupt impingement of the under-expanded supersonic jet from the nozzle onto the diffuser wall was observed, whereas initial impingement point was located downstream and moved slowly upstream in the case of non-vacuum chamber pressure. In spite of initially dissimilar evolution of shock structures, iso-mach contour revealed that the steady shock structures had little difference except the location of flow separation and normal shock.

• 한국추진공학회지
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• 제15권1호
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• pp.69-75
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• 2011

한국형발사체 엔진에 사용될 예정인 75톤급 연소기 채널냉각형 기술검증시제에 대한 연소시험을 수행하였다. 설비 공급 능력과 구조물 강도 제한으로 정상 유량의 50% 수준에서 시험이 수행되었다. 75톤급 채널냉각 연소기의 저압연소시험을 통해 점화구간과 연소구간에서의 작동성과 안정성이 확인되었다. 더불어 75톤 연소기의 성능요구조건을 만족시킬 수 있을 것으로 추정할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.71-74
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• 2010

한국형발사체 엔진에 사용될 것으로 예상되는 75톤급 연소기의 기술검증시제를 이용하여 2회 연소시험을 수행하였다. 설비 공급 능력과 구조물 강도 제한으로 정상 유량의 50% 수준에서 시험이 수행되었다. 채널냉각 연소기를 이용한 저압연소시험을 통해 점화구간과 연소구간에서의 신뢰도와 안정성이 확인되었다. 더불어 75톤 연소기가 성능요구조건을 만족시킬 수 있을 것으로 추정할 수 있었다.