• 한국항공우주학회지
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• 제44권8호
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• pp.675-685
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• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.475-478
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• 2012

케로신과 액체산소를 추진제로 하는 로켓엔진의 고공환경모사를 위한 실험 장치의 예비 설계를 수행하였다. 고공환경모사를 위한 장치는 진공챔버, 초음속디퓨저, 열교환기, 이젝터, 증기 발생기로 구성된다. 로켓엔진을 장착한 진공챔버는 이차목 초음속 디퓨저에 의해 고공환경의 압력이 모사되고 이를 유지한다. 로켓엔진의 메인 연소가스는 열교환기에서 물로 냉각되며 이로 인한 혼합물은 이젝터로 인해 대기 중으로 배출된다. 이젝터는 75% 에탄올과 액체산소, 물로 작동하는 증기 발생기에 의해 작동되며 초기 진공도를 유지하는 역할을 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.99-103
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• 2017

한국형발사체 1단 엔진 개발을 위한 엔진시스템 시험으로 액체산소-케로신을 추진제로 하는 75 톤급 액체로켓엔진의 연소 시험이 수행되었다. 한국형발사체 1단용 75 톤급 엔진시스템을 이용한 개발 연소시험 현황을 연소기, 터보펌프, 가스발생기, 파이로 구성품 및 공급계 부품을 포함하는 엔진시스템 연소 시험 결과를 포함하여 소개한다. 액체산소-케로신 추진제 엔진시스템의 시동 및 점화, 정상 구간 작동, 종료가 안정적으로 수행되었으며, 엔진 연소 시험 중 엔진 추력 제어 시스템의 검증 시험도 성공적으로 수행되었다. 75 톤급 엔진 연소시험 결과는 한국형발사체 1단용 엔진시스템 설계 검증 및 성능 평가에 활용될 예정이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.281-284
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• 2006

PW206C 터보 축 엔진을 위해 신경회로망을 이용한 지능형 성능 진단 프로그램이 제안되었다. 이 엔진은 항공우주연구원에서 개발 중에 있는 틸트 로터 타입 스마트 무인기의 추진시스템으로 선정되었다. 스마트 무인기 추진시스템에서 계측되는 성능변수는 가스발생기 회전속도, 동력터빈 회전속도, 배기가스 온도, 토크 등 4개이다. 그러나 이러한 4개 계측변수로는 각 구성품의 손상 진단이 어려운 관계로 압축기 출구 압력 및 압축기 터빈 출구 온도를 포함한 6개의 계측변수를 진단에 이용하였다. 구성품 성능저하량을 판단하는 성능파라미터는 압축기, 압축기 터빈, 동력 터빈의 유량함수 및 효율이다. 신경망을 훈련하고 테스트하기 위한 데이터베이스는 가스터빈 성능모사 프로그램을 이용하여 구성하였다. 훈련된 신경망을 PW206C 터보 축 엔진의 진단에 적용한 결과 제안된 진단 알고리즘이 압축기 오염과 압축기 터빈의 침식과 같은 단일 손상을 탐지하는데 유용함을 확인하였다.

• 한국항해항만학회지
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• 제39권6호
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• pp.457-463
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• 2015

가스터빈 기관은 우주항공, 발전 플랜트뿐만 아니라 해상운송 분야에 사용되는 원동기로서 매우 중요한 역할을 하고 있다. 그러나 그 구조가 복잡하고 연소과정에서 시간지연 요소가 포함되어 있어 가스터빈 기관을 잘 제어할려면 정교한 수학적 모델링이 필요하다. 본 논문에서는 가스터빈 기관의 주요 구성품인 가스발생기, PLA 액추에이터, 미터링 밸브에 대한 모델링 기법을 설명한다. 또한, 가스터빈 기관의 시운전 데이터를 기초로 몇 가지 정상상태 때의 동작점에서 서브모델을 구하고, 각 서브모델에 대해 비선형 비례적분미분 제어기를 설계하여 기관의 속도를 제어하는 방법을 제안한다. 제안하는 비선형 제어기는 비선형 함수로 구현되는 3가지 이득을 사용한다. 비선형 제어기의 파라미터는 제어시스템의 목적함수를 최소화하는 관점에서 실수코딩 유전자알고리즘으로 동조한다. 제안한 방법은 가스터빈 기관에 적용하고 시뮬레이션을 실시하여 그 유효성을 확인한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.386-387
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• 2012

본 연구는 이중연소 램제트 엔진의 연소기에 대한 초음속 연소 실험에 대한 것이다. 이중연소 램제트 엔진의 기본 성능해석을 통해 도출된 이중 연소기 형상을 설계/제작하여 연소 실험을 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.76-80
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• 2012

산화제 과잉 삼중분사기에 대한 설계와 제작이 이루어졌으며, 이를 사용한 단일분사기 예연소기가 제작되어 연소시험을 수행하였다. 1100Hz의 1L 모드 고주파 불안정과 100 Hz 저주파 불안정이 관찰되었으며, 연소실 직경 수정과 터뷸런트 링 적용에 의해 고주파 불안정은 억제되었다. 현재는 저주파 압력섭동 억제에 주안을 두고 연구가 진행중에 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권8호
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• pp.684-691
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• 2015

덕티드 로켓 가스발생기용 추진제 성능을 검증하기 위한 실험에서 직경이 10mm인 파이프와 최소 직경이 8.7mm인 수축 노즐을 배출 튜브로 사용하였을 때 급격한 압력 증가가 관찰되었다. 급격한 연소 압력 증가는 배출 튜브를 통과하는 유동의 열 질식(thermal choking) 때문인 것으로 판단하였다. 본 연구에서는 원형 파이프를 사용하는 경우, 배출 튜브 유동의 열 질식을 고려하여 가스발생기 연소 압력 변화를 예측하였다. 그 결과, 배출가스의 비-평형 화학반응으로 인한 배출 튜브 유동의 열 질식 발생이 급격한 연소 압력 증가의 원인임을 확인하였다. 특히 덕티드 로켓의 높은 압력 지수는 배출 튜브 내에서 발생하는 열에 매우 민감하게 반응하여 배출 튜브 내의 열 질식 가능성을 높이는 것으로 분석되었다. 또한 배출 튜브로 단면적의 변화가 있는 발산형 파이프를 사용하면 가스발생기의 급격한 연소 압력 증가를 예방할 수 있을 것으로 판단하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.329-334
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• 2005

고농도 과산화수소는 별도의 산화제가 필요치 않은 단일추진제로써 상온에서 액상인 장점이 있어 다양한 장치의 추진제로 이용되고 있다. 본 연구에서는 고온촉매인 $La_{0.8}Sr_{0.2}CoO_3(LSC)$촉매의 저온 시동성능의 보완을 위해 은, 백금, LSC, 망간계열촉매를 후보군으로 하여 과산화수소 가스발생기의 기화기 촉매를 실험적으로 선정하였다. 또한 이 때 발견된 망간계열촉매의 접착문제를 해결하고자 알루미나 졸-겔법을 이용한 촉매 합성법과 코팅 방법을 개발하였다. 그리고 코팅된 $K_2MnO_4/Al_2O_3$촉매와 LSC와의 드롭-테스트를 통해 상온에서의 반응성과 응답특성을 비교하였고, 가스발생기를 이용한 반응실험을 통해 설계유량에 적합한 기화기의 길이를 측정하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1068-1071
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• 2017

3단 터빈배기부 구성은 터빈 플랜지, 열교환기, 배기덕트와 추력노즐로 이루어진다. 냉가스 가압 방식에 비하여 열교환기 가압 방식을 사용함으로서 추진제탱크 가압을 위한 헬륨가스 자체 무게와 저장 탱크 무게가 감소하는 장점이 있기 때문에 발사체에 열교환기를 사용한다. 가스발생기는 추진제 연료과농 조건에서 연소가 이루어지며, 연소가스 중에 그을음이 많이 포함되어 있기 때문에 열교환 효율이 감소하는 것을 고려하여 열교환기를 설계해야 한다. 본 논문에서는 터빈배기부 구성품 배치, 열교환기 내부 구조 및 제작성을 고려한 설계기법, 기 설계된 노즐 설계를 바탕으로 3단 터빈배기부 재 노즐 설계 형상에 대한 장점을 기술하였다.