• Aerospace Engineering and Technology
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• v.8 no.2
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• pp.133-139
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• 2009

An analysis has been performed on the specific impulse for a liquid rocket engine of gas generator cycle. The present analysis method has been validated through the comparison of the optimal specific impulse for the 300t thrust conceptual engine against the published data. The engine specific impulse can be increased by applying film coolant decreasing the fuel pump head for regenerative cooling despite the decrease of specific impulse of the combustion chamber when the film coolant participates combustion more than the critical amount. The improved condition shows that higher combustion chamber pressure is achieved with less fuel pump head rise by additional film cooling.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2007.04a
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• pp.135-140
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• 2007

An analysis has been conducted of the optimal condition to maximize the specific impulse for a liquid rocket engine with film cooling. The present engine performance has been compared with the published conceptual design to be verified satisfactorily accurate. The optimal combination of film coolant flow rate and the regenerative cooling capacity has been found for maximum specific impulse. The optimal fuel pump pressure increases and the optimal film coolant flow decreases for a larger thrust engine. Higher turbine inlet temperature increases both the fuel pump pressure and the film coolant flow rate as the optimal condition. The coking temperature has the same qualitative effect as the turbine inlet temperature.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.17 no.3
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• pp.67-75
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• 2013

The numerical analysis for the verification of preburner's cooling characteristics applying to kerosene-LOx rocket engine has been fulfilled. The distribution of combustion gas properties in primary combustion zone was calculated by the mixture ratio based on head injector arrangement, the properties of oxygen flowing in wall channels as coolant were applied under real-gas conditions, and multi-phase mixing model was employed to calculate the mixing process of primary combustion zone with liquid oxygen which was used for wall cooling. The results of numerical analysis were compared with the experimental results, hence thermo-physical properties in cooling channels and a combustor could be quantitatively identified.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.13 no.6
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• pp.34-40
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• 2009

The present study describes the methods and standards for the combustion stability assessment of a thrust chamber and a gas generator as parts of a liquid rocket engine. The first method uses a statistical approach through typical static combustion tests and the second one a dynamic assessment identifying decaying characteristics of pressure fluctuations excited by a pulse generating device. Based on accumulated test results, it is concluded that the maximal values for combustion stability are 3% of a chamber static pressure with a Root-Mean-Square value of pressure fluctuations, and 10 msec with a decay time.

• Current Industrial and Technological Trends in Aerospace
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• v.9 no.1
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• pp.139-149
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• 2011

The combustion chamber and nozzle of a liquid rocket engine need thermal protection against the high temperature combustion gas. The nozzle extension of a high-altitude engine also has to be compatible with high temperature environment and several kinds of cooling methods including gas film cooling, ablative cooling and radiative cooling are used. Especially for an upper-stage nozzle extension having a large expansion ratio, the weight impact on the launcher performance is crucial and it necessitated the development of light-weight refractory material. The present survey on the nozzle extension materials employed in the liquid rocket engines of USA, Russia and European Union has revealed a trend that the heavier metals like stainless steels and titanium alloys are being substituted with light weight carbon fiber or ceramic matrix composite materials.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.46 no.1
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• pp.49.2-49.2
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• 2021

천체관측은 무한대 거리에서 오는 광자의 양을 측정하는 분야로 미량의 광자를 측정하기 위하여 측정기의 냉각은 아주 중요한 문제가 되었다. 과거에는 측정기 냉각에 드라이아이스가 사용되어 왔으며, 1980년대에는 액체질소를 이용한 냉각이 주를 이뤘다. 액체질소를 이용한 냉각 방식은 액체질소를 생성하거나 구입하여야 하는 불편함이 있었으며, 주입시 낮은 온도로 인하여 항상 안전사고에 대비하여야 했다. 1990년대 이후 다양한 상업용 CCD의 개발로 인하여 상대적으로 저렴한 CCD를 판매하였으며, 상업용 CCD는 이전 -110℃의 냉각이 아닌 -30℃의 냉각 성능을 보였다. 상업용 CCD는 CCD 칩 내부의 진공 구현이 미비하였으며, 초기 판매시 아르곤 가스 또는 실리카겔 등으로 CCD 칩 내부의 습도를 낮춰왔으나, 구입 후 1~2년이 지나면 점차 가스 누설로 인하여 CCD 칩 내부에 얼음이 생기는 문제가 발생하기 시작하였다. 이번 연구는 CCD 칩 내부 공간에 진공튜브를 삽입하여 실시간 진공상태를 측정하는 한편, 10Torr 이상 진공 도달시 자동으로 내부 공기를 흡입하여 CCD 칩 내부를 항시 10Torr 이하로 유지하도록 개발하였으며, 10Torr 이하의 진공 유지시 습도 99%의 환경에서 최대 냉각인 -35℃를 유지하여도 전혀 얼음이 생기지 않음을 확인하였다. 이번연구로 개발된 자동 진공조절시스템이 각 천문대에서 사용중인 상업용 CCD에 적용된다면, 날씨환경에 관계없이 항상 최대냉각 상태로 천체관측을 진행할 수 있으리라 기대된다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2005.11a
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• pp.375-383
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• 2005

The present paper describes the first development of a LOX/kerosene type turbopump in Korea. The liquid rocket engine, that the turbopump can be applied to, has a 30-ton(metric) level of vacuum thrust and employs a gas generator cycle. The turbopump consists of two single-stage centrifugal pumps, that is, LOX and kerosene pumps, and one single-stage impulse turbine. Inter-propellant seal(IPS) is located between the LOX pump and the kerosene pump to avoid any interaction between the propellants. A series of component and TPU(Turbopump Unit) test has been completed in the level of simulant propellants and ready for hot firing tests.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.6 no.1
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• pp.120-127
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• 2007

Performance dispersion in the engine should be considered to predict the flight accuracy of a launch vehicle. A dispersion estimation method was presented with a LOx/Kerosene gas generator cycle engine. The orifices in the propellant supply lines in the engine were assumed to be used for calibration of the performance and the required pressure drops were acquired. The dispersions after calibration were quantified also.

• Journal of Korean Society for Atmospheric Environment
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• v.4 no.2
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• pp.11-19
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• 1988

대기오염물질 속에 함유되어 있는 다환방향족 탄화수소 (PAHs)는 분자식 구조가 비슷한 수십개의 이성질체가 여러 종류의 유기화합물과 혼합되어 존재한다. 본 연구에서는 환경오염 시료중의 PAHs를 분석하는데 있어서 분석방법과 결과를 비교하기 위하여 지침이 될 수 있는 환경표준 기준물을 개발할 목적으로 굴뚝 안쪽벽에서 긁어 채취한 검댕을 시료로 선책하여 액체/액체 용매 추출방법에 의해 PAHs 분류부분을 얻었다. Phenanthrene 이외의 30여종의 PAHs 화합물을 가스크로마토그라피의 머무른시간과 가스크로마토그라피/질량분석기에 의하여 분리, 판명하였고 5종의 주 PAHs 화합물을 정확하게 정량 분석하였다. 정량분석 결과의 신뢰도, 정확도, 정밀도는 미국 NBS의 표준기준물 1647을 분석하여 검정치와 비교함으로써 평가하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2002.04a
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• pp.8-9
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• 2002

액체로켓엔진의 연소기는 고온고압의 연소가스에 의해 벽면온도가 매우 높은 수준에 도달하기 때문에, 연소기가 열적으로 안정적으로 작동할 수 있는 메카니즘이 필요하게 되며, 따라서 이러한 방식의 하나로서 추진제를 이용한 재생냉각방식이 널리 사용되고 있다. 일반적으로 재생냉각형 연소기의 내벽은 열전도도가 우수한 구리 또는 구리합금 계열이 많이 사용되고 있다. 이러한 내벽 재질의 내구성은 주로 creep rupture, low cycle thermal fatigue, thermal-mechanical ratcheting에 의해 결정되는데, 사각형태의 냉각채널의 연소기에서는 thermal-mechanical ratcheting 특성이 수명 결정 주요 인자이다. Thermal-mechanical ratcheting은 그림 1과 같이 연소가스 영역과 냉각제 영역을 분리하는 벽면에서 국부적인 부풀음이 일어나면서 벽면두께가 감소하는 소성변형 형태로 나타나는데, 이러한 것을 Dog- house 형상이라 한다.