• 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 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.79-87
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• 2017

한국형발사체(KSLV-II) 개발과 함께 지구정지궤도 발사를 위해 비추력이 높은 다단연소사이클 로켓 엔진 개발이 한국항공우주연구원에서 진행되고 있다. 다단연소사이클 로켓엔진은 한국형발사체 엔진과 달리 가스발생기를 사용하는 개방형 엔진이 아니며, 크게 예연소기, 터보펌프, 주연소기로 구성되어 있 폐쇄형 엔진이다. 기술검증시제 개발용 모델(TDM0)을 조립하여 나로우주센터의 7톤급 엔진 연소시험 설비에서 연소시험이 진행되고 있으며, 기술검증시제 모델의 연소시험은 성공적으로 수행되었다. 현재 엔진 형상의 TDM1 모델 조립과 연소시험을 위한 준비과정이 진행 중이다.

• 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 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.88-93
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• 2017

나로우주센터에 구축/개발된 3단 엔진 연소시험설비에서 다단연소사이클 액체 로켓엔진의 시험을 수행하였다. 수류시험과 점화시험, 연소시험이 이루어졌으며 예연소기의 연소압력 제어를 위한 TTR의 개도를 $143^{\circ}$에서 $185^{\circ}$ 까지 변화시키며 시험을 수행하였다. 시험 결과 엔진의 주요성능과 TTR 개도에 의한 수력학적 변화를 확인하였지만 연소압력의 제어성 확인을 위한 결과는 얻지 못하였다. 향후 본 논문의 연구에서 도출된 개선점을 보완한 예연소기 압력제어 연구가 이루어질 것이다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권7호
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• pp.517-524
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• 2019

진공추력 88톤급 다단연소 사이클 로켓엔진의 시스템 설계를 수행하였다. 엔진 구성품에 대한 성능 평가는 기존의 연구를 활용하였으며 수렴된 엔진 시스템 성능을 구할 수 있는 알고리즘을 제안하였다. 본 연구 방법은 RD-180에 대한 기존의 연구와 비교함으로써 검증하였다. 본 연구는 가격 경쟁력을 고려하면서 성능 개선을 달성하기 위하여 한국형발사체 75톤 엔진의 개발 이력을 최대한 승계하였다. 엔진의 제작 난이도, 비용 그리고 성능 개선을 고려하여 연소압력 12MPa을 적용하였고 결과로써 23.4s의 진공비추력 향상을 얻을 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.108-111
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• 2017

정지궤도용 우주발사체에는 고성능 상단엔진이 필수적이며 높은 비추력을 가지는 다단연소사이클 엔진이 적합하다. 터보펌프, 예연소기, 연소기, 공급계 시스템으로 구성된 9톤급 다단연소사이클 엔진 시스템의 기술검증시제를 제작하여 나로우주센터 3단 엔진 연소시험설비에서 3초 지상연소시험을 수행하였다. 엔진 시스템의 시동, 점화, 연소 및 종료가 정상적으로 수행되었으며 주요 성능 변수를 평가하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권4호
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• pp.18-23
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• 2018

나로우주센터에 구축/개발된 3단 엔진 연소시험설비에서 다단연소사이클 액체 로켓엔진의 시험을 수행하였다. 수류시험과 점화시험, 연소시험이 이루어졌으며 예연소기의 연소압력 제어를 위한 TTR의 개도를 $143^{\circ}$에서 $185^{\circ}$까지 변화시키며 시험을 수행하였다. 시험 결과 엔진의 주요성능과 TTR 개도에 의한 수력학적 변화를 확인하였지만 연소압력의 제어성 확인을 위한 결과는 얻지 못하였다. 향후 본 논문의 연구에서 도출된 개선점을 보완한 예연소기 압력제어 연구가 이루어질 것이다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권3호
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• pp.109-118
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• 2018

한국형발사체(KSLV-II) 개발과 함께 지구정지궤도 발사를 위해 비추력이 높은 다단연소사이클 로켓 엔진 개발이 한국항공우주연구원에서 진행되고 있다. 다단연소사이클 로켓엔진은 한국형발사체 엔진과 달리 가스발생기를 사용하는 개방형 엔진이 아니며, 크게 예연소기, 터보펌프, 주연소기로 구성되어 있는 폐쇄형 엔진이다. 기술검증시제 개발용 모델(TDM0)을 조립하여 나로우주센터의 7톤급 엔진 연소시험설비에서 연소시험이 진행되고 있으며, 기술검증시제 모델의 연소시험은 성공적으로 수행되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.21-24
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• 2010

다단연소사이클 액체로켓엔진에 사용 가능한 예연소기의 냉각채널에 대한 해석연구를 진행하였다. 해석에 사용된 예연소기는 내부압력이 210 bar로서 한국형발사체에 사용되는 엔진이나 30톤급 엔진에 비해 매우 높으며 개방형 엔진의 가스발생기와는 달리 연소실 내부에서 산화제 과잉 연소를 하기 때문에 냉각방법이 까다롭고 또 그만큼 냉각채널의 역할이 매우 중요해진다. 이를 위해 매우 다양한 형상의 냉각채널이 고안되었고 이들의 유동해석을 실시하였다. 결과적으로 냉각채널의 차압을 목표 차압 아래로 달성할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제23권3호
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• pp.58-66
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• 2019

본 연구에서는 다단연소 사이클 로켓엔진의 구성 부품에 대한 관계식을 이용하여 통합 엔진 시스템 성능해석 프로그램을 구축하여 시동 특성을 해석하였다. 엔진의 시동 특성은 다단연소 사이클 엔진의 시동부터 정상상태에 도달하는 시간까지 엔진 시스템의 진행과정 전체를 고려하여 해석되었다. 엔진의 시동과정동안 엔진의 엔진 파워팩의 RPM, 예연소기의 O/F비와 압력, 추진제의 유량과 같은 엔진 구성품의 시동 특성을 도출하였다. 또한 엔진의 시동과정에서 도출된 엔진의 성능특성 데이터와 실제 엔진의 연소시험을 통한 성능 데이터를 비교하였으며, 비교결과 엔진 시동과정의 해석 프로그램이 타당한 것으로 확인하였다.