• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.153-156
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• 2008

고공 환경에서의 점화 연소 특성을 확인하기 위해 선행되어야 할 저압/저온 환경 모사 및 연료 유량 제어 실험을 수행하였다. 저압 환경을 모사하기 위하여 초음속 디퓨저를 이용하였고, 공기 유량 공급 및 디퓨저 1차 전단 노즐 압력에 따라 다양한 고도의 저압 환경을 조성할 수 있음을 확인하였다. 또한 저온 환경을 모사하기 위해 액체 질소를 이용한 열교환기를 활용하였고, 혼합 탱크로 유입되는 극저온/상온 공기 온도 조건을 일정하게 유지할 경우 다양한 공기 유량 조건에서 혼합 공기의 온도는 극저온/상온 공기의 혼합비에 의해 결정됨을 알 수 있었다. 이에 따라 본 연구에서 구축한 고고도 환경 모사 시스템을 활용하여 다양한 고도 조건에서의 점화 및 연소 특성 실험 수행이 가능함을 입증하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.325-328
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• 2007

본 연구에서는 소형가스터빈의 고공 및 속도시험, 환경시험 등을 수행하기 위해, 러시아의 SCIAM 연구소에 설치된 기존 대형 시험설비를 개량하여, C-9N 시험스탠드를 개발하는 과정에서 수행된 개념적 설계의 내용을 다루고 있다. 본 시험 스탠드는 환경모사 시스템, 항온유지 시스템, 냉각/건조 시스템, 추력측정 시스템, SAR 시스템으로 구성되어 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.189-192
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• 2003

추진제 주입 압력 350 psi 에서 0.95 lbf 의 정상상태 공칭추력을 내는 단일액체추진제 하이드라진 추력기의 검증을 위한 성능 요구조건과 시험결과를 요약한다. 성능특성은 정상상태 및 펄스 모우드 연소상태에서의 추력 거동으로 제시되고 지상연소시험과정이 간략히 소개된다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
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• pp.707-710
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• 2008

The method suggested in this thesis is the safe and economic method when testing rocket engine because ground test facility copies high altitude. We have decided to use the schematic of testing facility based on already known design method and test result, and we have decided the test condition for ground firing test of solid fuel. In addition the pressure of nozzle exit area is 0.1bar, we have designed the testing facility structure to test in this condition. Moreover, we have designed to reduce the accident probability.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.185-188
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• 2009

우주발사체 상단 고체추진기관은 고고도에서 위성체가 목표 궤도에 진입할 수 있도록 추력을 제공하는 역할을 하며, 적용되는 혼합형 추진제는 진공 및 방사선이 노출되는 우주환경에서 고성능은 물론 기계적 성질 및 내탄도 특성에서 변형이 없어야 한다. 본 논문에서는 우주발사체 상단 고체추진기관용 혼합형 추진제에 대한 조성 개발 및 표준모터와 고공환경 모사 시험설비를 이용한 성능시험평가에 대한 내용을 기술하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
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• pp.428-431
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• 2008

Korea Aerospace Research Institute(KARI) is achieving the Korea Space Launch Vehicle(KSLV) program according to National Space Technology Development Program. KSLV-I will be composed to liquid propellant(first stage) and solid propellant(second stage) propulsion system. The propulsion system of KSLV-I second stage is solid kick motor with high expansion ratio and its starting altitude is 300km high. In order to verify the performance of upper stage propulsion system designed to operate in the upper atmosphere, test facility which can simulate high altitude is needed. High Altitude Simulation Test Facility is composed to Thrust Measurement System, Control & Measurement system, Diffuser, SKID for cooling water supply to diffuser, CCTV, fire protection system and so on. This paper introduces TMS adapted to High Altitude Simulation Test for KSLV-I Kick Motor Development and results of hot firing test for its performance verification.

• 대한기계학회논문집B
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• 제41권9호
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• pp.563-570
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• 2017

본 연구에서는 이차목 디퓨저의 배압에 따른 특성과 디퓨저 내부의 유동을 확인하기 위해서 실험과 수치해석을 통하여 살펴보았다. 디퓨저의 배압($P_a$)조건을 모사하기 위해 이젝터를 사용하였으며, 디퓨저와 이젝터는 상온 고압기체질소를 사용하였다. 그 결과, 노즐전단압력($P_0$)이 동일할 때 배압($P_a$)을 낮추어 압력비($P_0/P_a$)를 높게 할수록 압력회복이 디퓨저 후단에서 이루어짐을 확인하였다. 노즐전단압력($P_0$)이 다르더라도 압력비($P_0/P_a)$가 동일하다면 디퓨저 내부의 유동특성이 거의 동일함을 확인하였으며, 시동압력비($(P_0/P_a)_{st}$) 또한 일치함을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.309-312
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• 2005

고고도 조건에서 슬링거 연소기의 점화특성을 파악하기 위한 실험적 연구를 수행하였다. 점화실험은 실형 연소기 리그와 고고도 조건을 모사할 수 있는 엔진고공환경 시험설비(KARI-AETF)를 이용하여 수행되었으며, 회전식 연료노즐을 가진 슬링거 연소기의 특성을 고려하여 고도 변화와 함께 연료노즐의 회전수를 변화시켜가며 점화한계를 측정하였다. 결과를 통하여 점화에 영향을 미치는 인자 중 연소기 압력과 공기온도, 연료온도의 영향을 살펴보았는데, 고도가 높아질수록 즉, 압력과 온도가 낮아질수록 점화한계가 축소되는 경향을 확인하였고, 특히 연료노즐 회전속도가 고고도 점화성능을 향상시킬 수 있는 인자임을 재확인 할 수 있었다. 또한, 고고도 점화에서는 점화를 위한 최소 회전수가 해면고도에 비해 $66\%$ 이상 증가되어야 함을 확인하였다.