• 한국항공우주학회지
• /
• 제37권7호
• /
• pp.717-728
• /
• 2009

로켓추진기관에 있어 과산화수소는 단일추진제와 이종추진제의 산화제로 사용되어 왔다. 과산화수소는 추력기용으로 사용된 최초의 단일추진제였으나, 후에 보다 비추력이 높고 저장성이 좋은 하이드라진으로 대체되었고, 터보펌프 구동용으로는 여전히 사용되어지고 있다. 이종추진제의 산화제로서는 1970년대까지 사용되었다. 1990년대에 들어서 저비용, 친환경적인 개발이 중요하게 대두되면서 과산화수소는 다시 개발자들의 관심의 대상이 되었다. 과산화수소의 저장성능이 과거에 비해 크게 개선되었으며, 케로신/과산화수소를 추진제 조합으로 사용하는 경우 케로신/액체산소를 사용하는 경우에 비하여 가속성능은 다소 떨어지나, 높은 추진제밀도와 O/F 비로 인하여 유사한 가속성능을 얻을 수 있으며, 연소생성물 역시 더욱 청정하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제31권9호
• /
• pp.32-37
• /
• 2003

소형화의 추세는 마이크로 로켓의 연구에도 적용되어 MEMS 공정으로 제작된 마이크로 로켓들이 시도되었다. 본 논문에서는 마이크로 밀링을 사용한 3차원 마이크로 로켓의 제작과 연소 및 발사시험의 결과를 다루고자 한다. 로켓의 동체는 알루미늄 6061 합금을 사용하였다. 3차원 마이크로 노즐은 황동을 직경 127${\mu}m$의 마이크로 엔드밀로 절삭하여 가공되었다. 두 가지 크기의 노즐이 제작되었는데 하나는 노즐목의 직경이 1mm이고 다른 하나는 0.5mm이다. 로켓의 질량은 7.32g이고 추진제의 질량은 0.65g이었다. 추력 대 무게비는 1.58에서 1.74로 계산되며 지면에서 45도 각도로 발사된 비행시험결과 약 46m~53m의 수평거리를 비행하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제43권4호
• /
• pp.334-340
• /
• 2015

로켓 엔진을 설계추력보다 낮은 추력으로 운용하면 신뢰도가 증가하는 것으로 알려져 있다. 따라서 엔진을 디레이팅하여 증가하는 신뢰도가 엔진을 과설계하기 위해 증가된 개발비를 상쇄할 수 있다면 개발비를 최소화하기 위해 엔진의 과설계를 고려할 수 있다. 본 연구의 목적은 엔진 과설계와 디레이팅이 신뢰도 및 비용에 미치는 영향을 설명하는 모형을 개발하고자 하는 것이다. 타이탄 로켓 엔진의 운용추력수준 및 연소시험횟수에 따른 신뢰도 자료에 로지스틱 회귀모형을 적합하여 신뢰도 성장을 모형화하고 Transcost 비용모형을 이용하여 엔진을 10% 과설계 하면 신뢰도 요구값에 따라 엔진 개발비를 9%에서 23% 감소시킬 수 있음을 보였다. 또한 이러한 엔진 개발비의 감소는 엔진이 사용하는 연료에 따라 달라짐을 지적하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제44권8호
• /
• pp.675-685
• /
• 2016

액체로켓엔진의 향후 연구 분야를 제안하였다. 가스발생기 사이클 엔진은 고압화를 통한 다운사이징, 가격경쟁력 확보가 중요 이슈가 될 것이다. 다단연소 사이클 엔진 분야에서는 초고압 터보펌프 개발과 내산화성 소재 개발이 필요할 것으로 기대된다. 로켓엔진 시스템 해석기술 분야에서는 해석 시간절감을 위한 통합화 경향이 예상된다. 이외에도 비용절감을 위한 재사용이 가능한 부스터급 메탄엔진, 3D 프린터를 활용한 제작, 내열/내산화성 소재 개발 등이 주요 연구 주제가 될 것으로 판단된다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제43권4호
• /
• pp.359-367
• /
• 2015

우리나라 우주발사체 개발에 대한 청소년들의 흥미 유발과 로켓에 대한 과학적 접근을 쉽게 할 수 있도록 고등학생을 대상으로 하는 로켓 교육프로그램을 개발하였다. 고등학교 물리 1,2, 화학 1,2를 분석한 후 로켓의 추진 원리와 연계하였고, 추진 원리의 이해를 바탕으로 모델로켓 엔진을 제작하는 과정을 설명하였다. 또한 모델로켓에서 추진제로 사탕, 육포, 초콜릿 등과 같은 고열량 식품들을 사용하여 추진제를 제작하였다. 특히 교육프로그램은 식품을 이용한 추진제 제작, 연소 온도 측정, 추력 측정과 모델 로켓의 제작, 발사 등으로 구성하였으며 연구 결과를 통해 사탕을 이용한 제작한 추진제와 솔비톨로 제작한 추진제의 성능을 비교 분석하였다. 또한 프로그램을 적용한 후 학생들의 성취도 평가를 측정하기 위하여 기술적, 교육적 목표를 제시하고 프로그램의 운영을 통하여 목표 달성 여부도 판단하였다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제14권1호
• /
• pp.56-64
• /
• 2010

한국형 발사체 (KSLV-II, Korea Space Launch Vehicle II)에 적용될 액체로켓엔진의 시스템 설계를 수행하였다. 진공 추력 76톤, 진공 비추력 297 sec인 본 엔진은 가스발생기 사이클로 터보펌프 가압방식을 적용한다. 연소기는 재생냉각형이며 연소압 60 bar이다. 추진제는 액체산소/케로신 조합이다. 엔진 시동은 파이로시동기를 이용하며 연소기 점화는 TEA (TriEthylAluminium)를 사용한다. 에너지 밸런스 해석을 통해서 엔진 시스템 성능과 서브시스템 요구 성능을 결정하였다. 연소압, 비추력 및 엔진무게의 적정성을 사례분석을 통하여 평가하였다. 터보펌프-가스발생기 연계시험과 비교하여 시동 해석방법을 검증함으로써 향후 적용을 위한 준비를 마쳤다. 본 엔진은 능동제어를 적용하지 않으며 모드해석과 분산해석을 통해서 성능 보정 방안을 확정하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제30권1호
• /
• pp.124-131
• /
• 2002

임무 조건에 적합한 하이브리드 로켓의 기초 설계를 위한 code를 개발하였다. HTPB/LOX 연료를 사용하였으며 성능 특성을 계산하기 위하여 하이브리드 연료의 연소율이 일정하다고 가정하였다. 기초 설계 과정에서 포트 수, 초기 산화제/연료(O/F) 비, 초기추력/중량(F/W) 비, 그리고 연소실 압력 등의 각 입력 변수에 대한 설계 특성을 살펴보았으며 계산 결과들은 다른 결과들과 물리적으로 잘 일치하는 경향을 보여주었다. 그리고 임무 조건을 만족시키는 매우 다양한 설계 결과가 존재함을 확인하였으며 제한 조건을 부과하는 경우에는 최적 설계 조건이 존재함을 확인하였다. 그러므로 보다 최적인 로켓 설계를 위하여 최적화 알고리즘이 고려되어야 하며 중량계산을 정확하게 하기 위하여 code에서 사용한 구조물이나 기타 부속품에 대한 구체적이며 실질적인 중량 계산을 위한 경험 식들이 사용되어야 한다.

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

• 한국추진공학회지
• /
• 제25권2호
• /
• pp.119-143
• /
• 2021

최근 발사체 개발의 큰 흐름을 살펴보면, 친환경, 저비용, 재사용, 심우주 탐사를 위한 저장성, 외부행성에서의 추진제 확보 가능성 등의 이유로 액체 메탄이 로켓 연료로 각광 받기 시작했다. 재사용 발사체 기술의 보편화, 국제적인 엔진개발 추세에 발맞춰 미래의 경쟁력과 임무 유연성을 확보하려면 엔진 개발 기간 등을 고려해서 가능한 빨리 메탄엔진 개발을 추진해야 하며, 제작 및 시험 인프라, 활용성, 개발 비용 등을 종합적으로 고려하면 부스터 엔진보다 저추력 엔진을 선행 개발하는 것이 더 적절한 것으로 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.16-19
• /
• 2005

본 연구에서는 우주발사체에 적용할 킥 모터에 대한 기초설계 및 분석을 수행하였다. KM은 KSLV-I의 2단으로서 개발된다. 고체모터는 HTPB계열의 복합제 추진제, 복합재 모터 케이스 및 잠입형 노즐을 갖고 있으며 체계요구조건에 맞도록 개발하기 위해 실물형 추진기관의 $50\%$크기의 축소형 모터를 선행 개발, 시험하였다.