• 항공우주기술
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• 제9권1호
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• pp.93-97
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• 2010

액체산소/케로신을 사용하는 가스발생기 사이클 액체로켓엔진의 비추력 해석을 수행하였다. 본 해석 방법으로 재연한 300톤급 엔진의 시스템 성능은 문헌에 보고된 결과와 비교하여 비추력 0.1%, 최적 연소압 12%의 오차를 보였다. 오차의 주요 원인은 문헌에 공개되지 않은 서브시스템의 성능모델 차이와 가스발생기 생성물의 물성 모델 차이로 판단된다. 막냉각이 적용되는 30톤급 1단용 엔진의 경우, 연소압 68 bar에서 혼합비 2.2가 최적 비추력 조건인 것으로 평가되었으며 최적 조건은 주어진 성능 모델에 따라 달라질 수 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.118-122
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• 2006

액체 로켓 엔진용 가스발생기 개발을 위해서는 추진제 혼합비에 따른 연소 가스의 열역학적 물성치 예측이 필수적이다. 본 연구에서는 Lox/Jet A-1 조합의 연료 과농 가스발생기의 실 추진제 연소 시험을 통해 전체 혼합비에 따른 연소 가스의 생성 온도를 계측하였다. 연소실 내 동압 섭동 측정 및 정압 측정 결과를 이용하여 비열비, 가스 상수, 정압 비열과 같은 물성치를 간접적으로 산출해내었다. 본 실험값은 보간 계수를 이용한 예측 결과와 비교해보았을 때 동일한 대표 값을 가지는 것으로 나타나, 보간 계수 예측 방법이 설계 도구로 충분히 적용 가능하다는 것을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.565-568
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• 2010

가스 발생기의 유량을 조절하기 위한 압력제어 법칙을 제안하였다. 고체 연료의 연소속도 모델과 가스발생기의 연소가스 보존방정식을 이용하여 내부 압력에 관한 동적 모델링을 하였고, 모델의 타당성을 검증하기 위하여 내탄도 해석 및 시험결과와 비교하였다. 비교 결과 모델은 연소압력을 매우 정확히 모의할 수 있는 모델임이 밝혀졌고, 같은 모델을 이용하여 고전 제어기법을 적용하여 제어 가능성과 문제점을 시뮬레이션을 통해 식별하였다. 고전 제어기가 보여준 시변 시스템에서의 성능저하를 극복하기 위하여 비선형 적응형 제어 기법을 제안하였으며, 수치 시뮬레이션 결과 우수한 추종 성능을 보였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.173-176
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• 2010

75톤급 가스발생기 기술검증시제에서 나타난 산화제 분사기 차압의 증가 원인을 파악하기 위하여 축소형 가스발생기를 설계, 제작하였다. 설계점 및 탈설계점 시험 조건을 포함한 총 6회의 연소시험을 성공적으로 수행하였다. 연소시험 결과 연소압을 고정한 후 혼합비를 증가시킨 경우 연료 및 산화제 유량계수는 일정한 것으로 나타났으며, 혼합비를 고정한 후 연소압을 증가시킨 경우에도 연료 및 산화제 유량계수는 변함이 없는 것으로 파악되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.863-866
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• 2011

최근 환경문제가 대두되고 정부에서 장려하는 녹색성장에 입각하여 비교적 저공해 발사체로 인정받고 있는 케로신-액체산소를 추진제로 하는 가스발생기 사이클 엔진과 다단연소사이클 엔진의 배출가스 양과 성분을 비교예측 하여보았다. 이를 위해 8톤급의 가스발생기 사이클 엔진과 다단연소사이클 엔진의 규격을 결정한뒤 배출되는 가스의 성분과 양을 CEA를 통해 분석하여 보았다. 결과적으로 전반적으로 효율이 높은 다단연소사이클 엔진에서 모든 부분에서 발생가스의 양이 적었다. 가스발생기 사이클 엔진에서 압도적으로 많이 발생하는 그래파이트 성분은 대기의 산소와 반응하여 2차 연소를 통해 부가적 오염물질을 유발할 가능성을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.73-76
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• 2011

축소형 가스발생기를 제작하여 연소시험을 성공적으로 수행하였으며 분사기의 형상 변화에 따른 유량계수의 영향을 파악하였다. 연소시험 결과 연료 및 산화제 분사기의 유량계수는 혼합비와 연소압에 상관없이 거의 일정하였으며, 특히 산화제 분사기의 유량계수는 이전 결과보다 크게 향상되었다.

• 항공우주기술
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• 제4권1호
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• pp.171-178
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• 2005

고성능 로켓엔진의 터보펌프를 구동하기 위한 연료 과농 가스발생기에 대하여, 연소 불안정 발생시 모사배관를 각각의 음향모드 공진주파수를 모사하는 방법을 통하여 결정하였다. 관심 있는 음향모드의 몇 파장만을 모사하여 실제 연소시험에 바로 적용할 수 있는 짧은 길이의 배관도 제시하였다. 가스발생기에서의 연소불안정을 제어하기 위한 하나의 방안으로서, 모사배관의 길이를 바꾸어 분사기의 동특성과 연소실의 공진 음향 모드를 서로 분리시켜 상호작용이 일어나지 않게 할 수 있으며, 이러한 특성은 연소시험을 통해 확인되었다. 비행용 가스발생기의 연소시험과 연소불안정 제어를 위한 일련의 방안으로서 모사배관를 결정하는 방법을 확립하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제9권3호
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• pp.1-9
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• 2005

고성능 로켓엔진의 터보펌프를 구동하기 위한 연료 과농 가스발생기에서 연소 불안정 발생시, 음향 모드 공진주파수를 모사하는 방법을 통하여 모사배관을 결정하였다. 관심 음향모드의 몇 파장만을 모사하여 실제 연소시험에 바로 적용할 수 있는 팎은 길이의 배관도 제시하였다. 가스발생기에서의 연소 불안정을 제어하기 위한 하나의 방안으로, 모사배관의 길이를 변경하여 분사기의 동특성과 연소실의 공진 음향 모드를 서로 분리시킴으로써 상호작용이 일어나지 않게 할 수 있다. 이러한 특성은 연소시 험을 통해 확인되었고, 이를 통하여 비행용 가스발생기의 연소시험과 연소불안정 제어를 위한 한 가지 방안으로서 모사배관을 결정하는 방법을 확립하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.181-185
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• 2006

국내 최초로 개발된 액체로켓엔진용 연료 과농 가스발생기는 900 K 정도의 온도를 갖는 58 bar 수준의 고압가스를 초당 4 kg이상 발생시킬 수 있다. 고압가스는 터보펌프 터빈을 안정적으로 구동할 수 있으며, 추진제 공급탱크 가압에 필요한 열원으로 사용될 수 있다. 본 가스발생기는 개념설계 및 일련의 초기 개발시험을 거쳐 최종 형상이 결정되었으며, 구조 및 열 해석이 동시에 진행되었다. 제작은 정밀 기계가공과 표면처리, 특수용접 공정을 통해 이루어졌으며, 최종 개발 성능 및 기능 특성 확인을 위해 총 다섯 차례의 연소시험이 진행되었다. 시험결과를 통해 안정적인 점화 및 연소특성과 발생 연소가스의 온도분포 및 평균온도 특성이 개발 요구규격을 본 개발품이 만족하는 것으로 판단하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권6호
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• pp.104-110
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• 2018

액체로켓엔진 작동 모드 해석은 엔진 개발과정에서 설계/시험/분석을 위한 필수 도구이다. 구성품 수락시험 결과를 반영한 엔진 작동 모드 해석은 엔진 시험 결과와 차이를 보인다. 가스발생기 사이클 엔진 작동점 해석 모델에서 엔진 시험 결과를 재현하기 위한 성능 인자를 파악하고 보정 방법을 정의하였다. 연소기, 가스발생기, 터보펌프의 성능과 연소기 배관, 가스발생기 배관의 유량 계수를 보정하여 시험결과와 같은 유량, 압력, 터보펌프 회전수 등 엔진 성능 변수에 상응하는 엔진 해석 모델을 얻었다. 성능 인자 보정을 적용하여 한국형 발사체용 75톤급 엔진의 시스템 해석 모델을 획득하였다.