• 항공우주기술
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• 제6권2호
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• pp.180-187
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• 2007

KSLV-I의 경우 1단은 액체 추진기관으로 구성되어 있으며, 2단은 킥모터(Kick Motor ; KM)를 이용하게 된다. 작동고도가 높고 확장비가 큰 KM을 지상에서 연소시험 할 경우 배압이 상대적으로 크기 때문에 노즐에서 박리가 발생되고 모터는 실제 추력 값보다 낮게 추력을 발생 시키며 노즐에서 극심한 진동을 유발 시키므로 지상에서 고공환경을 모사할 수 있는 고공환경모사 시험설비가 꼭 필요하다. 본 논문은 KSLV-I 2단 추진기관인 킥모터 개발을 위한 고공환경모사 시험설비 구축을 위해 기본설계를 진행하였다.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제6회(2016년)
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• pp.63-67
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• 2016

본 연구에서는 극초음속 추진기관을 위한 고공환경 모사 설비 장치에서 시험부 안에 들어가는 시험 모델의 변수에 대해 고찰하였다. 시험부에 적용할 시험 모델을 대상으로 진행하고, 시험 모델 형상 변화에 따른 유동 특성을 파악하였다. 시험 모델에 대한 주요 변수는 폐색율, 각도, 받음각으로 설정하였으며, 해석은 EDISON_CFD에서 제공하는 정렬격자 기반 2차원 압축성 유동 범용 해석 SW로 진행하였다. 해석 결과를 통해 다양한 형상 변수에 따라 변화 되는 충격파 뒤의 압력층 두께를 확인 하였고, 압력층 두께가 두꺼워 질수록 시험 조건을 모사 할 수 없음을 확인하였다. 본 연구를 통해 형상 변수에 따른 극초음속 추진기관을 위한 고공모사설비에서 시험부에 적용될 시험 모델의 범위를 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제12권1호
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• pp.37-43
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• 2008

우주발사체의 상단 추진기관은 고고도 환경에서 작동하므로 지상에서 그 성능을 최종적으로 검증하기 위해서는 고공환경을 모사할 수 있는 지상연소 시험설비가 필요하다. 원통형 초음속 디퓨저를 사용하면 배기가스의 모멘텀 만으로 비교적 간단하게 추진기관 주변에 고고도 환경의 낮은 주변 압력을 조성할 수 있다. 본 논문에서는 KSLV-I의 상단에 사용되는 킥모터의 고고도 시험을 위해 항공우주연구원이 구축한 고공환경모사 시험설비의 구성 및 규격에 대해 소개하고 있다. 5회의 연소시험을 통해 구축된 시험설비의 성능을 검증하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.733-736
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• 2010

한국항공우주연구원은 한국형발사체 2단용 액체로켓엔진의 개발 및 인증을 위한 엔진고공환경모사 연소시험설비의 예비설계를 수행하였다. 고흥 우주센터에 구축될 예정인 엔진 고공연소시험설비는 액체산소와 케로신을 공급하여 한국형발사체 2단 엔진의 고공환경모사 시험을 지상에서 수행할 수 있도록 구성된다. 고공환경 모사는 액체로켓엔진의 후류제트로 작동되는 초음속 디퓨저로 구현된다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권3호
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• pp.73-82
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• 2015

본 연구에서는 소형 액체로켓엔진을 사용하여, 약 25 km(0.025 bar) 고도의 대기압 환경을 조성할 수 있는 초음속 디퓨저와 이젝터 조합의 고공시험 설비를 구축하였으며, 설비의 성능 검증 차원에서 소형 액체로켓엔진 고공환경 모사시험을 수행하였다. 시험 설비는 고공환경 모사장치와 추진제 공급설비 그리고 냉각수 공급설비로 구성된다. 본 고공시험 설비로 약 27 km(0.021 bar) 고도에 해당하는 대기 압력을 성공적으로 구현하였으며, 이때 소형 액체로켓엔진에서 발생하는 추력 성능을 확인하였다.

• 항공우주기술
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• 제11권2호
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• pp.117-121
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• 2012

고공 환경 하에서 작동하는 우주발사체 상단 추진기관의 경우 지상에서 실제 작동 환경에 가까운 조건에서 연소시험을 수행하여 그 성능을 검증하게 된다. KSLV-I 상단 추진기관의 경우 원통형 디퓨저를 이용하여 고공환경 모사시험을 수행하였으며, 디퓨저의 설계 검증 및 시동특성을 확인하기 위해 축소형 디퓨저에 대한 비반응 유동시험 및 연소시험을 수행하였다. 본 논문에서는 축소형과 실물형 디퓨저에 대한 시험 결과를 제시하고 시동특성에 대해 분석하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제9권4호
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• pp.104-111
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• 2005

항공기용 가스터빈 엔진은 일반적으로 고고도 환경에서 작동되며 그 운용환경도 지상조건과 상당한 차이를 가지고 있다. 고공환경에서의 엔진성능을 정확히 측정하기 위해서는 이러한 운용 조건을 조성하여 성능 시험을 수행하여야 하며 이를 위해 실제 비행 시험이나 고공환경 엔진시험 설비를 이용한 모사 시험을 실시하게 된다. 본 논문에서는 한국항공우주연구원 항공추진그룹에서 운용하고 있는 고공환경 엔진시험 설비와 관련 시험 기술의 현황에 대하여 소개하고자 한다.

• 항공우주기술
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• 제7권1호
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• pp.136-141
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• 2008

원통형 초음속 디퓨저를 사용하면 추진기관에서 발생하는 고온 연소가스의 모맨텀을 이용하여 비교적 간단하게 안정된 고고도 환경을 모사할 수 있다. 디퓨저를 이용한 고공모사 시험에서 추진기관의 연소시간이 긴 경우, 고온의 연소가스가 디퓨저 내 벽면에 직접 탈기 때문에 반복적인 사용을 위해 이 부위에 대한 냉각대책이 필요하다. 디퓨저 내부로 분사되는 냉각수가 디퓨저 작동특성에 미치는 영향을 파악하고자 축소형 연소실험을 수행하였으며, 본 논문은 실험방법과 그 결과에 대해 기술하고 있다. 고체 추진제를 연료로 하는 가스발생기를 이용하여 추진기관을 모사하였으며, 일반 수돗물을 냉각제로 사용하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권10호
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• pp.791-797
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• 2018

본 연구에서는, 충격파 터널을 이용하여 한국형발사체의 발사 후 마하수 6을 돌파하는 고도 65 km에서의 고공환경모사 연구를 수행하였다. 시험모델을 고정하는 지지대로 인한 유동교란 최소화를 위해 여러 다른 지지대 형상을 고려하였으며, 교란이 최소화된 지지대를 적용한 추력기 시험모델을 사용하여 단발-플룸의 추진기관을 포함한 고공환경모사 실험을 수행하였다. 가시화기법을 통한 추력기 시험을 통해 충격파 패턴뿐만 아니라 배기 플룸과 자유류 유동 간의 상호작용으로 발생하는 전반적인 유동 패턴을 실험적으로 확인하였다. 전산해석결과와 실험결과와의 비교를 통해 선단에서의 충격파 위치는 동일, 후단과 노즐부에서는 불필요 충격파로 인한 ${\pm}7%$의 오차 발생이 확인되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1011-1015
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• 2017

본 연구에서는 고공환경을 모사하는 축소형 상온 시험에서의 노즐 유동에 관한 수치적, 실험적 연구를 진행하였다. 이론 계산에서는 노즐 출구의 온도가 액화점보다 낮게 계산이 되어 유체가 상변화 지점에서 존재하게 된다. 또한 수치해석 결과 이론 계산보다 높지만 액화되는 온도보다는 낮았다. 실제 환경에서의 검증을 위하여 상온 시험을 한 결과 이론과 해석보다는 월등히 높은 온도로 확인되었다. 이는 이론 계산 시 단열이라고 가정을 하며 문제를 풀지만 실험은 단열이 아닌 외부와의 열 교환이 일어나게 된다. 결과적으로 상온 시험 할 때에 상변화 지점보다 높은 온도인 것을 확인하였다.