• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.203-206
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• 2003

추력 250kgf급 소형액체로켓엔진을 대상으로 한 공급시스템을 설계 및 제작하였다. 기존시스템의 분석을 통해 공급시스템 설계시 반영하였으며, 새로운 공급시스템을 통한 엔진의 수류 및 연소시험을 수행하여 공급시스템의 성능을 검증하였다. 이 결과 기존시스템보다 추진제공급이 안정적으로 이루어짐을 확인하였다.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 2006년 제4회 한국유체공학학술대회 논문집
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• pp.551-554
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• 2006

Inhibition of propellant temperature rising in liquid propulsion rocket using cryogenic fluid as a propellant is very important. Especially propellant temperature rising during stand-by after filling and pre-pressurization can bring into cavitation in turbo-pump. One of the method preventing propellant temperature rising in cryogenic feeding system is recirculating propellant through the loop composed of propellant tank, feed pipe, and recirculation pipe. The circulation of propellant is promoted through gas-lift effect by gas injection to lower position of recirculation pipe. In this experiment liquid oxygen and gas helium is used as propellant and injection gas. Under atmospheric and pressurized tank ullage condition, helium injection flow-rate is varied to observe the variation of recirculating flow-rate and propellant temperature in the feed pipe. There is appropriate helium injection flow-rate for gas-lift recirculation system.

• 한국추진공학회지
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• 제9권2호
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• pp.62-69
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• 2005

액체로켓 추진기관의 추진제 공급계 개발을 위한 추진제 탱크 가압시스템의 주요 변수들을 계산하는 설계방법이 본 논문에서 제시되었다 가압 유체의 공급 조건들이 추진제 탱크 내부에서 발생하는 열역학적 프로세스의 효율성에 미치는 영향을 분석하였고 이를 바탕으로 하여 추진제 탱크 입구에서의 가압 유체의 최적 공급온도, 공급 속도를 계산하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권1호
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• pp.88-94
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• 2002

고압의 불활성 기체를 이용하여 엔진에 추진제를 공급하는 액체로켓의 경우, 추진제 탱크의 압력은 정상연소상태의 연소압을 기준으로 하여 설계한다. 그러나 연소초기의 연소실 압력은 대기압 상태이므로 과도한 유량이 공급되어 이로 인해 hard-start가 발생하며, 최악의 경우 엔진의 파손을 가져온다. 본 연구에서는 이러한 문제를 해결하고 안정된 연소를 위하여 개선된 추진제 공급시스템을 제안하며, 이는 실제 연소실험을 통해 그 성능을 규명 하였다. 이 공습시스템은 연소 초기 및 연소 중의 일정한 유량공급을 위해 Cavitating Venturi를 사용하는 시스템이다. Cavitating Venturi는 오직 공급압력에 의해서만 유량이 결정되며, 출구압력에 영향을 받지 않으므로 연소 초기는 물론이고, 연소 중 이상 연소에 의해 연소압이 떨어져도 설계치 이상의 유량이 공급되지 않는다. 본 실험을 통해서 Cavitating Venturi의 설계 영역에서의 유량에 대한 안정성이 입증되었기 때문에, Cavitating Venturi는 액체로켓 이외의 압력강하량 변화가 큰 시스템에서 매우 효과적일 것이다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2001년도 춘계학술대회논문집E
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• pp.276-281
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• 2001

The KSR-III Main Propulsion System configuration of the liquid oxygen (LOX) feed line is analyzed. This feed line includes a tighter radius and cavitation venturi for flow mass flow-rate passive control. There were concerns that these configurations might generate a great flow distortion at the engine interface. Also both the pressure drop at the feed line and any presence of separation area are a great concern according to the propellant flow. To resolve these issues, a computational fluid dynamic analysis was conducted to determine the flow field in the LOX feed lines.

• 항공우주산업기술동향
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• 제9권1호
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• pp.130-138
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• 2011

벤트릴리프 밸브는 추진제 탱크의 충전 중 내부의 기체를 배출시키고 충전이 완료된 후에는 탱크의 과압을 해소하는 안전밸브의 역할을 수행한다. 신뢰성과 비용 절감 차원에서 모든 미국의 극저온 액체 추진제를 사용하는 발사체에서는 거의 유사한 벤트릴리프 밸브를 적용해오고 있다. 그리고 발사체의 다양한 임무요구조건을 만족하기 위하여 밸브를 다소 수정하여 사용해오고 있다. 본 논문에서는 발사체 추진제 공급 시스템에 적용되는 벤트릴리프 밸브의 설계 및 제작과 관련한 핵심 기술 동향을 살펴본다. 그리고 우주개발 선진국 발사체에 사용된 벤트릴리프밸브의 운용기술을 소개한다.

• 한국추진공학회지
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• 제4권2호
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• pp.6-11
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• 2000

고압의 불활성 기체를 이용하여 엔진에 추진제를 공급하는 액체로켓의 경우, 추진제 탱크의 압력은 정상연소상태의 연소압을 기준으로 하여 설계한다. 그러나 연소초기의 연소실 압력은 대기압 상태이므로 과도한 유량이 공급되어 이로 인해 hard-start가 발생하며, 최악의 경우 엔진의 파손을 가져온다. 본 연구에서는 이러한 문제를 해결하고 안정된 연소를 위하여 개선된 추진제 공급시스템을 제안하며, 이는 실제 연소실험을 통해 그 성능을 규명하였다. 이 공급시스템은 연소초기의 급격한 연소실압의 상승을 막기 위하여 추진제를 예연소단계와 주연소단계의 2단계로 공급하며, 연소초기 및 연소 중의 일정한 유량공급을 위해 Cavitating Venturi를 사용하는 시스템이다. 설계 유량보다 적은 양의 추진제를 먼저 공급하여 연소압이 일정수준에 달하도록 예연소압을 형성하게 하는 방법이다. 또한, Cavitating Venturi는 오직 공급압에 의해서만 유량이 결정되며, 출구 압에 영향을 받지 않으므로 연소초기는 물론이고, 연소 중 이상연소에 의해 연소압이 떨어져도 설계치 이상의 유량이 공급되지 않는다.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 2006년 제4회 한국유체공학학술대회 논문집
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• pp.45-46
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• 2006

Usual LEO satellite for earth observation use a blowdown hydrazine monopropellant propulsion system for attitude hold and orbit maintenance. For precision control, thruster valve has very short closing time, but this can cause water hammering and pressure surge. Since water hammering and pressure surge can cause damage of propulsion system and ununiform thrust, Thruster valve closing is one of the special concern during satellite propulsion system design. In this paper, an analysis for propellant feed system is conducted using the method of characteristics. The results represent water hammer effect is negligible even at the worst case and pressure surge can be decreased effectively with a trim orifice.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1061-1067
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• 2017

1960년대 이후부터 하이드라진($N_2H_4$)은 로켓, 인공위성 또는 심우주 임무용 추진제로 사용되어 왔다. 하지만 하이드라진의 높은 독성과 운영비용으로 이온성 액체 추진제(ADM, HAN) 및 아산화질소 연료 혼합물(NOFB)과 같은 친환경 추진제에 대한 요구가 증가하고 있다. 아산화질소 연료 혼합물(NOFB)은 이원추진제가 갖는 높은 성능과 단일추진제의 단순한 공급시스템 장점을 모두 갖는 추진제로서, 적절한 취급방법과 설계가 적용된다면 전통적인 하이드라진 추진 시스템을 대체할 만한 추진제로 사용가능할 것이다.

• 한국추진공학회지
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• 제6권4호
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• pp.37-45
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• 2002

The development process of KSR-III propulsion feeding system is subscripted. The purpose of propulsion feeding system is to feed a certain amount of propellant from propellant tank to engine by the end of combustion. Pressure-fed liquid rocket, KSR-III has the unique characteristics of both pressure regulator and cavitation venturi as a passive flow control device. Main parameters of feeding system are confirmed by both water test and CFD(전산유체) technique. Flow control effect with venturi is confirmed by water test. Initial stabilization characteristic of pressure regulator is confirmed by real propellant test. And, to avoid the effect of resonance between rocket and feeding system, this article deal with POGO(포고) analysis to the feeding system.