• 한국추진공학회지
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• 제8권4호
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• pp.67-75
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• 2004

액체로켓 엔진시스템에 있어서 과도 해석은 시스템 시험 항목이나 시험 횟수의 선정과 개발 기간 등의 단축을 위해 반드시 필요한 항목이다. 본 연구에서는 터보펌프 공급식 로켓 엔진의 수학적 모델을 구성하였으며. 이를 이용하여 추력 제어 밸브의 개도 변화에 따른 엔진의 작동 모드 변화에 대한 과도해석을 수행하였다. 검증을 위하여 AnaSyn을 이용한 모드 해석 결과와 비교하여 2% 범위 내로 일치하는 것을 확인하였다. 또한 로켓 엔진 시스템의 과도해석 모델을 이용하여 엔진 구성품에 대한 시스템 차원의 설계 변수 결정이 가능함을 보였다. 압력안정기(pressure stabilizer)는 가스발생기 혼합비를 균일하게 유지시켜주는 장치로서, 이에 대한 감쇠 강제진동 모델을 세워 고유진동수와 감쇠비의 함수로 안정 영역을 구하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.608-612
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• 2009

30톤급 액체로켓엔진 연소기 개발 기술을 바탕으로 75톤급 기술검증용 연소기 시제품을 제작하였다. 시제품 제작에서 검증하고자 하였던 일부 기계가공 공정 및 접합 기술들은 75톤급 연소기에서도 동일하게 적용할 수 있음을 확인하였다. 새롭게 설계된 연소기 헤드부는 새로운 공정을 적용하여 제작하였다. 기술검증용 시제품을 통해 확립된 공정 및 기술들은 대형 액체로켓엔진 연소기 제작 기술의 신뢰성을 향상 시킬 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.15-18
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• 2009

우주발사체 개발을 위한 75톤급 액체로켓엔진 개발에 앞서 선행개발을 통해 습득한 30톤급 액체로켓 엔진 기술을 토대로 75톤급 액체로켓엔진 연소기 기술 검증에 착수하였다. 이를 위하여 국내 연소시험 설비 여건을 고려한 기술검증 계획을 수립하고 기술검증시제를 제작하여 제한된 조건에서 성능평가시험을 수행하였다. 본 논문은 75톤급 액체로켓 연소기 기술검증을 위한 계획과 현황에 대하여 소개한다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 1999년도 추계 학술대회논문집
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• pp.167-173
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• 1999

An Euler-based CFD tool has been developed for the performance evaluation of a thrust reverser mounted on a high bypass ratio turbofan engine. The computational domain surrounded by the ground and non-reflection boundary includes the whole nacelle configuration with a deployed thrust reverser. The numerical algorithm is based on the modified Godunovs scheme to allow the second order accuracy in both space and time. The grid system is generated by using eleven multi-blocks, of which the total cell number is 148,400. The thrust reverser is modeled as if it locates at the nacelle simply in all circumferential direction. The existence of a fan and an OGV(Outlet Guide Vane) is simulated by adopting the actuator disk concept, in which predetermined radial distributions of stagnation pressure ratio and adiabatic efficiency coefficient are used for the rotor type disk, and stagnation pressure losses and flow outlet angles for the stator type disk. All boundary conditions including the fan and OGV simulation are treated by Riemann solver. The developed solver is applied to a turbofan engine with a bypass ratio of about 5.7 and the diameter of the fan cowl of 83 inch. The computational results show that the Euler-based inviscid method is very useful and economical to evaluate the performance of thrust reversers.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.159-167
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• 2005

Considering the increase of interest in $H_{2}O_2$ as a rocket propellant, a test facility and a rocket engine have been developed to research in areas of $H_{2}O_2$ mono-propellant propulsion. A detailed design-study of a $H_{2}O_2$ mono-propellant rocket engine of 100-N thrust is presented. Several firings attempted in early stage had some problems with misfire and chamber pressure decrease. Low environmental temperature and impurities included in hydrogen peroxide were considered to be the reasons. Addressing these points resulted in successful firing of the rocket engine and obtained thrust about $100\sim107-N.$

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.110-117
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• 2006

Considering the increase of interest in $H_2O_2$ as a rocket propellant, a test facility and a rocket engine have been developed to research in areas of $H_2O_2$ mono-propellant propulsion. A detailed design-study of a $H_2O_2$ mono-propellant rocket engine of 100-N thrust is presented. Several firings attempted in early stage had some problems with misfire and chamber pressure decrease. Low environmental temperature and impurities included in hydrogen peroxide were considered to be the reasons. Addressing these points resulted in successful firing of the rocket engine and obtained thrust about $100\sim107-N$.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2002년도 제19회 학술발표대회 논문초록집
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• pp.37-40
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• 2002

The engine performance test was carried out to investigate the effects of breath and exhaust on the performance of a reciprocating engine for small aircraft. In this test, three valves to control flow areas of a inlet and two outlets were used, the engine manifold pressure and the static thrust of propeller were measured in nine breath/exhaust conditions. Generally, small variations on the performance were showed as the test conditions were changed. The manifold pressure was increased as flow area of the inlet or the outlet was decreased in normal condition, however it was decreased as both flow areas were decreased. The static thrust of propeller was showed similar as the manifold pressure.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.191-195
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• 2006

우주 발사체의 성공적인 비행을 위해서는 로켓 엔진의 성능 분산 관리가 필수적이다. 양산되는 엔진의 성능편차를 정량적으로 예측하기 위한 해석을 수행하고 성능영향계수를 이용하여 보정에 필요한 차압을 산출하였다. 별도의 추력제어 시스템을 갖추지 않은 엔진의 진공 추력 분산은 +9.1%, -8.7%로 나타났으며 엔진 혼합비 오차는 +9.7%, -9.6%에 달했다. 보정에 필요한 요구차압은 동일한 혼합비 보정에 대해 연소기 배관 산화제 측에서 더 작게 나타났으나 가스발생기 배관의 요구차압은 더 크게 요구된다.

• 한국추진공학회지
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• 제12권5호
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• pp.18-25
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• 2008

가스발생기 사이클 액체로켓엔진의 성능 해석 프로그램을 개발하였다. 본 프로그램은 구성품의 성능으로부터 시스템의 성능을 예측하는 기능을 가지며 구성품 성능은 별도의 해석이나 실험에 의한 성능결과에 근거한 모델로 평가한다. 프로그램은 기존의 개념설계 연구와 비교하여 검증하였다. 서브시스템의 성능 모델은 MC-1 엔진 설계 및 10톤 추력 엔진에 대한 시스템 해석 결과와 비교하여 적절한 결과를 주는 것으로 확인하였다. 적용 예로서 LOx/Jet-A1을 사용한 30톤급 엔진의 성능을 제시하였다.

• 한국항공운항학회지
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• 제14권3호
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• pp.1-6
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• 2006

The altitude engine test is a sort of engine performance tests carried out to measure the performance of a engine at the simulated altitude and flight speed environments prior to that at the flight test. During the performance test of a engine, various values such as pressures and temperatures at different positions, air flow rate, fuel flow rate, and the load by thrust are measured. These measured values are used to derive the representative performance values such as the net thrust and the specific fuel consumption through a momentum equation. Hence each of the measured values has certain effects on the total uncertainty of the performance values. In this paper, the combined standard uncertainties of the performance variables at the engine test were estimated by the uncertainty analysis of the measurement values and the repeatability and reproducibility of the altitude test measurement were assessed by the analysis of variation on the repeated test data with different operator groups.