• 항공우주기술
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• 제3권2호
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• pp.81-90
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• 2004

액체로켓엔진에서 터보펌프의 160kW급 터빈 구동용의, 액체산소와 케로신을 추진제로 사용하는 가스발생기의 탈설계점 연소성능시험 결과에 대해 논의하였다. 가스발생기의 탈설계점 연소시험에서 연소압력은 O/F비와 추진제 공급유량의 함수로 나타나는데, 출구 온도편차는 turbulence ring이 있는 경우 ±7.5K 이내로 매우 균일한 공간적 온도분포임을 확인하였다. 각각의 탈설계점 연소시험에서 가스발생기 출구 온도는 가스발생기로 공급되는 추진제의 O/F 비의 함수로 나타낼 수 있었다. 본 가스발생기의 탈설계점 연소시험 결과, 특히 가스발생기의 혼합비와 가스온도와의 관계는 향후 개발되어질 가스발생기 설계나 저혼합비 연소해석 코드를 작성 시 매우 유용하게 사용되어질 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.15-18
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• 2008

본 연구에서는 터보펌프 조립체-가스발생기 연계시험 중 개회로 시험에 대한 시동 특성을 분석하였고 수치적으로 해석하였다. 시험에서 터빈의 시동 및 구동은 수소 기체로 수행하였고 그에 따른 가스발생기 점화 및 연소압의 발달을 살펴보았고 해석도 동일한 조건으로 수행하여 결과를 비교하였다. 회전수의 발달 특성은 시험과 잘 일치하는 것을 볼 수 있었고 가스발생기 연소압 발달 특성의 경우 정성적인 기울기가 일치하는 것을 볼 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.69-72
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• 2011

추력 75톤급 액체로켓엔진용 가스발생기의 초기 검증을 위한 세 번째 축소형 모델에서 연소시험이 수행되었다. 본 논문에서는 세 번째 축소형 가스발생기 모델의 연소시험 중 발생한 저주파 연소불안정에 대한 분석 결과를 기술하였다. 이러한 저주파 압력섭동은 연소실 압력, 산화제/연료 분사기의 차압과 연관된 것으로 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.293-298
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• 2011

덕티드로켓 추진기관에 사용되는 불완전연소 가스발생기 및 유량조절시스템을 설계/제작하고 연소시험을 수행하여 유량조절특성을 분석하였다. 추진시스템 설계요구조건을 바탕으로 가스발생기를 설계하고 불완전연소용 고체연료 조성을 개발하여 연소시험을 수행, 일반적인 고체추진기관 해석모델을 통한 예측결과와 상당한 차이의 실험결과로부터 불완전 연소가스를 위한 별도의 해석모델이 요구됨을 확인하였다. 유량조절 시험을 통해 밸브각도에 따른 가스발생기 압력변화 특성을 확인하였고, 출구면적에 따라 유일하게 결정되는 유출계수로부터 가스발생기 압력을 예측하는 방법을 도출하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.594-596
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• 2010

추력 75톤급 액체로켓엔진용 가스발생기의 초기 검증을 위해 축소형 모델에 대한 연소시험이 수행되었다. 본 논문에서는 축소형 가스발생기 연소시험 중 발생한 저주파 연소불안정에 대하여 분석을 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.451-453
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• 2012

7톤급 로켓엔진 가스발생기에 대한 개념설계와 제작방법에 대해서 기술하였다. 엔진 시스템 설계의 결과로서 연소실 압력, 혼합비, 전체유량이 각각 6 MPa, 0.321, 1kg/s로 결정되었다. 이 변수들을 기본으로 가스발생기의 개념설계가 수행되었고 외형 치수는 대략 ${\Phi}100{\times}250mm$ 정도이다. 가스발생기 대부분의 부품들은 브레이징이나 TIG 용접을 통해 서로 결합되며 가능한 모든 단계에서 강도/기밀시험을 수행하여 용접 부를 점검한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.145-148
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• 2009

연료 과농 가스발생기의 연소시험이 파워팩 환경에서 수행되었다. 가스발생기는 파워팩 환경에서 특성 길이 증가로 인해 축 방향 연소 불안정에 취약하다. 가스발생기 후단에 압력 강하를 위해 삽입한 오리피스는 축 방향 연소 안정성을 향상시켜주는 것으로 확인되었다. 연소실과 추진제 매니폴드에서 측정한 압력 섭동의 세기는 연소실 압력의 제곱에 비례하여 증가하였다. 특히 연료 매니폴드 내의 압력 섭동이 산화제 매니폴드 또는 연소실 압력 섭동보다 약 2배 이상 크게 발생하였다. 주파수 분석 결과, 연료 매니폴드 압력 섭동은 비선형적인 특성을 내포하고 있는 것으로 파악되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권5호
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• pp.383-390
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• 2013

유도탄의 사출성능 중 탄에 충격으로 작용하는 최대가속도의 감소는 유도탄의 비정상작동 방지와 내부 부품들의 크기 및 비용 감소 측면에서 매우 중요하다. 본 연구에서는 사출용 가스발생기의 작동에 의해 탄에 가해지는 최대가속도가 사출초기에 발생됨을 착안하여 사출초기에 영향을 미치는 설계인자를 조사하였다. 가스발생기 설계인자로 점화기 및 노즐마개를 선정하고, 설계인자 변경을 통해 가스발생기에 의해 발생되는 최대가속도를 실험적으로 조사하였다. 최종적으로 최대가속도 감소효과를 정량적으로 비교하기 위해 가스발생기 지상연소시험을 실시하였다. 그 결과 설계인자의 최적값들이 적용된 개선모델의 경우 기준모델에 비해 최대가속도를 약 68% 줄일 수 있음을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.52-57
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• 2012

액체로켓은 연소기, 가스발생기, 터보펌프, 터빈 등으로 구성된 시스템이며, 각 요소들을 연결해주는 공급계 부품들로 구성되어 있다. 각 부품들이 액체로켓 성능에 복합적인 영향을 미치기 때문에 개념설계 전 시스템의 전체적인 예비해석이 반드시 필요하다. 액체로켓 엔진 시스템의 각 구성품 모듈을 고려한 통합 해석 프로그램의 개발은 이루어지지 않았다. 본 논문에서는 액체로켓 공급계 부품의 모델구성 및 검증을 거친 후 가스발생기 사이클 구성하였으며, 대표적인 가스발생기 사이클인 F-1 엔진의 결과와 비교하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.207-210
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• 2005

이중 동축 스월 분사기를 가진 연료과잉 가스발생기의 연소시험에 대한 결과가 논의되었다. 특히, 모사 연장부 배관과 인젝터의 RN에 따른 연소불안정의 발생여부를 조사하였다. RN = 0.5인 분사기를 갖는 가스발생기 시제품에서는 연장부 배관을 설치함으로써 연소불안정의 발생이 억제되고 있음을 확인하였지만, 시제품 RN = 1.5인 분사기를 갖는 가스발생기의 경우에는 연장부 배관을 설치하더라도 연소불안정이 발생하였다.