• 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 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.

• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.87-91
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• 2004

우주 발사체의 성공적인 비행을 위해서는 로켓 엔진의 성능 분산 관리가 필수적이다. ANASYN을 이용해 가스발생기 사이클 액체 로켓 엔진의 성능 오차 분석을 수행하였다. 별도의 추력제어 시스템을 갖추지 않은 엔진의 진공 추력 분산은 $+5.34\%,\;-5.27\%$로 나타났으며 연소기 혼합비 오차는 $+9.07\%,\;-9.82\%$에 달했다. 가스발생기의 혼합비를 제어할 경우 추진제 유량의 제어 없이 혼합비만을 제어하면 엔진성능의 분산이 증가한다. 분산 요인에 대한 민감도 해석에 의하면 터빈 효율에서의 오차가 엔진 성능 분산에 가장 큰 영향을 미친다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1165-1168
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• 2017

본 논문에서는 재생냉각형 연소기를 채용한 가스발생기 사이클 로켓엔진의 연소시험 중 연소기의 내피 손상을 진단하는 방안을 제시하였다. 이는 연소기 내피 손상 발생 시 연료가 유실되면서 두가지 방식의 연소기 연료유입량 예측값 차이에 변화가 발생하는 것에 착안한 방법으로 로켓엔진 시험 중 연소기 내피손상을 조기에 파악하여 추가 손상 방지에 기여할 수 있을 것으로 기대된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.220-223
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• 2005

본 연구에서는 러시아, 미국, 유럽, 일본의 가스발생기 사이클 엔진 시스템 설계인자를 조사하여 비교 검토하였다. 연소기의 특성속도, 연소기 분사기 차압, 터보펌프 토출압, 펌프효율, 터빈의 비출력 등의 설계인자를 비교한 결과 연소기의 특성속도는 1700-1770 m/s, 분사기차압은 4-10bar, 터보 펌프 토출압은 연소기 압력의 120-230%, 펌프효율은 60-80%, 터빈의 비출력은 $0.28-0.58MW{\cdot}s/kg$의 범위에 있다. 터빈 입구의 가스온도는 터빈의 비출력과 밀접한 관련이 있으며 터빈재질로 인한 한계를 고려하여 결정되어야 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권5호
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• pp.22-30
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• 2015

개방형 사이클의 액체로켓엔진에서는 추진제 중 일부를 연소시켜 터빈 구동용 가스를 생성시키는 가스발생기가 사용되며, 개방형 사이클 액체로켓엔진의 주요 구성품으로서 가스발생기 자체의 연소성능 및 특성을 파악하기 위한 연소시험이 요구된다. 하지만, 가스발생기에서 생성된 연소가스는 터빈 매니폴드의 터빈 노즐에서 질식이 이루어지기 때문에 가스발생기뿐만 아니라 터빈 매니폴드 내부 부피를 고려해야만 가스발생기의 연소 성능 및 특성, 그리고 음향 특성을 정확히 파악할 수 있다. 따라서, 본 논문에서는 터빈 매니폴드 모사장치를 이용한 가스발생기 연소시험 결과를 기술하고 가스발생기 단독 연소시험 결과를 이용한 특성 예측을 설명한다.

• 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.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.151.2-151.2
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• 2012

터보펌프 구동에 사용된 가스발생기 생성가스를 연소기로 공급하여 주추력 발생에 사용하는 다단연소 사이클 로켓엔진은 고추력을 요하는 우주 발사체에 널리 사용되고 있다. 다단연소 사이클 로켓엔진에 사용되는 가스발생기를 예연소기라 부르며 케로신과 액체산소를 추진제로 하는 다단연소 사이클 로켓엔진에는 산화제 과잉 예연소기가 사용된다. 예연소기는 터보펌프 구동을 목적으로 하기 때문에 예연소기 생성가스의 횡단면 온도분포는 터빈에 의해 제한되는 온도범위 내에서 균일하여야 하며 넓은 운전영역에서 안정적인 연소가 이루어져야 한다. 산화제 과잉 예연소기는 모든 추진제가 혼합헤드를 통해 분사되는 방식과 추진제를 혼합헤드와 연소실로 나누어 공급하는 방식이 있다. 기술검증을 위해 산화제 일부와 연료를 혼합헤드를 통해 연소실에 공급하여 1차 연소시키고 나머지 산화제를 연소실 냉각채널을 거쳐 연소실 중앙의 분사공을 통해 연소실로 주입하여 기화시키는 형태로 최종적으로 연소압 20MPa, 혼합비 60에서 작동하는 산화제 과잉 예연소기를 설계하여 연소시험을 수행하였다. 혼합헤드에는 별도의 점화용 분사기 없이 전체 연료 분사기를 통해 점화용 연료인 TEA/TEB 혼합물을 분사하여 점화하였다. 추진제를 2단으로 공급할 수 있도록 고안된 가압식 연소시험 설비에서 10회, 누적 60초 이상의 연소시험이 성공적으로 수행되었다. 연소시험결과 넓은 작동영역에서 안정적 연소특성과 생성가스 온도 분포의 균일성을 확인할 수 있었다. 고온 고압의 산화제 과잉 예연소기 기술 확보를 통해 케로신/액체산소 다단연소 사이클 로켓엔진 개발을 위한 기술적 기반을 마련하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.135-138
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• 2006

가스발생기 사이클 엔진시스템 설계를 입력값과 기본 요구값으로 나누어 설계 요구값을 만족하기 위한 설계변수 11개를 정의하였다. 이 11가지의 설계변수를 통하여 설계 요구값을 만족하기 위한 압력 유량 파워 균형 관계식 11개를 제시하였으며, Newton 방법을 이용하여 해를 찾는 프로그램을 제작하였다. 고안된 프로그램을 이용하여 가스발생기 사이클 엔진의 시스템설계를 수행하여 그 유효성을 입증하였다.