• 한국추진공학회지
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• 제20권1호
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• pp.20-27
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• 2016

연소 불안정 현상은 연료의 응답 함수, 연소율, 국부 연료 표면의 유동 속도에 영향을 미치기 때문에 고체로켓 모터 설계 시 성능이나 구조적 안정성을 다루는 측면에서 매우 중요한 부분이다. 연소 불안정 현상은 음향 모드가 연소/유동과정에서 발생하는 진동수와 결합(coupled)되었을 때 발생한다. 본 연구에서는 비선형 파동방정식으로부터 음향 비선형 불안정 모델을 유도하여 실린더형 고체로켓 모터의 연소 불안정 현상을 분석하였다. 또한 고체로켓 모터 연소실 압력, 연소 속도가 연소 불안정에 미치는 영향을 조사하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.243-246
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• 2008

하이브리드 연소에서 연소실 압력에 따른 고체 연료의 연소 특성을 실험적으로 연구하였다. 본 연구는 낮은 산화제 평균 질량 유속구간에서 고체 연료 후퇴율이 산화제 유속 뿐만 아니라 연소실 압력에 영향이 있는지 실험적으로 확인하였다. 연료로 Poly-Ethylene과 산화제로 GOX를 이용하였으며, 동일 산화제 유속에서 연소실 압력 변화는 6mm,9mm의 노즐 목 직경으로 사용하였다. 낮은 산화제 질량유속구간에서 고체연료 후퇴율이 산화제 유속뿐만 아니라 압력에 의한 영향이 있고, 동일 산화제 유속에서 압력이 증가 할수록 후퇴율이 증가함을 확인 하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.53-56
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• 2005

하이브리드 로켓은 기존의 고체, 액체 로켓에 비하여 많은 이점을 가지고 있다. 본 연구에서는 선회류 하이브리드 로켓을 설계 및 제작하여 regression rate의 증진 방안을 모색하고자 하였다. 산화제 선회강도의 변화에 따라 연소실 압력을 측정하여 추력을 계산하였으며, 연소과정의 가시화를 통해 근사적 regression rate를 측정하였다. 또한 하이브리드 로켓 시험 중 발생할 수 있는 문제점과 해결 방안도 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.311-317
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• 2005

하이브리드 로켓은 기존의 고체, 액체 로켓에 비하여 많은 이점을 가지고 있다. 본 연구에서는 선회류 하이브리드 로켓을 설계 및 제작하여 regression rate의 증진 방안을 모색하고자 하였다. 산화제 선회강도의 변화에 따라 연소실 압력을 측정하여 추력을 계산하였으며, 연소과정의 가시화를 통해 근사적 regression rate를 측정하였다. 또한 하이브리드 로켓 시험 중 발생할 수 있는 문제점과 해결 방안도 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.81-84
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• 2010

본 연구에서는 과산화수소와 케로신을 추진제로 사용하는 로켓 엔진의 혼합비에 따른 연소특성을 파악하기 위해 동축 스월형의 단일 인젝터 로켓엔진을 설계 및 제작하여 연소실험을 수행하였다. 수류실험을 통해 설계/제작된 단일 인젝터의 분무 성능을 검증하였으며, 연소 시험은 혼합비에 따른 연소성능을 특성배기속도로 평가하였다. 연소 시험은 다양한 혼합비에서 성공적으로 수행되었으며, 설계점에서의 연소 효율이 약 95% 이상이었으며 연소실 압력 섭동도 매우 작은 것으로 확인되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.454-456
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• 2012

한국형발사체(KSLV-II) 3단용 7톤급 액체로켓엔진 연소기 개념설계에 대한 내용을 기술하였다. 3단용 엔진은 TP 방식 엔진이며, 연소기의 진공추력은 6.9 tonf, 진공 비추력 336.9 sec, 연소압력 70 bar, 노즐 팽창비 94.5, 총 추진제 유량 20.5 kg/s, 혼합비 2.45 이다. 7톤급 연소기의 헤드부는 90개의 동축 와류형 분사기로 구성되고, 연소실은 케로신 재생냉각 일체형 연소기이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.335-340
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• 2005

액체 로켓엔진 연소기에 적용되는 분사기 형상에 따른 연소특성 변화를 알아보기 위해 연소시험을 수행하였다. 사용된 분사기는 동축와류형으로서 챔버 와류실의 유무와 노즐 길이에 의한 특성변화에 초점을 맞추었다. 챔버 와류실의 유무에 따라 닫힘형과 열림형으로 구분이 된다. 노즐 길이에 따른 변화는 산화제와 연료가 분사되는 노즐을 증가시킨 분사기를 통해 이루어졌다. 연소기는 분사기가 한 개만 장착된 단일분사기 헤드, 내열재 형식의 연소실, 냉각 유로를 가진 동 재질의 노즐로 구성되어 있으며 연소실과 노즐의 외부는 스테인레스 스틸로 이루어졌다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.281-284
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• 2009

로켓엔진 연소기의 연소 불안정 억제를 위해 연소 상황에서의 1/4파장 공명기의 주파수 동조를 수치적으로 연구하였다. 상온 음향 시험을 통해 도출된 최적 감쇠 조건을 충족시키는 사양의 1/4파장 공명기를 채택하였다. 먼저, 실규모 연소실의 조건을 모사한 모형 연소실에서의 연소장을 수치해석하여 기본 음향파 응답 특성을 분석하였다. 다음으로, 이 연소실에 음향 공명기를 장착하여 공명기 내부 물성치를 예측하였다. 이러한 기본 데이터를 토대로 특정 음향 모드를 감쇠시킬 수 있는 주파수 동조 방안을 연구하였다. 각 공명기 내부의 물성치를 토대로 공명기를 개별 공명기의 최적 동조 길이로 설계할 경우에 충분한 감쇠 성능을 얻을 수 있었다. 설계의 편의를 위해 모든 공명기를 동일길이로 설정한 경우, 길이에 따른 감쇠성능을 비교하여 제시하였다. 이를 토대로 최적의 동조길이를 찾을 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.407-410
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• 2005

고성능 액체 로켓엔진에서 일반적으로 사용되는 기체-액체형 분사기가 장착된 연소실의 음향장을 수치적으로 해석하였다. 해당 분사기는 반파장 공명기의 역할을 할 수 있다. 다수의 공명기가 장착된 경우 연소실과 분사기간의 음향학적인 연계성으로 특이한 음향학적 특성이 관측되었다. 분사기 길이가 반파장 공명기 길이에 도달함에 따라 분사기와 연계된 새로운 음향 모드가 나타났으며, 그 음향 모드의 감쇠인자는 상당히 작았다. 따라서, 분사기의 음향감쇠 효과를 최적화 하려면 본래의 반파장 길이보다 약간 작은 길이를 갖도록 해야함을 알았다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.370-373
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• 2007

산화제 탱크와 연소실이 결합된 기존의 구조에서 산화제 탱크가 연소실에서 분리 가능한 구조의 하이브리드 모터를 개발하였다. 초기 개발된 모터는 설계 추력의 30% 정도에 불과한 성능을 보였으며, 이는 산화제 유량이 원활히 공급되지 못했기 때문인 것으로 판단되었다. 이러한 판단 하에, 경험적으로 인젝터 오리피스 면적을 증가시켜가며, 산화제 유량이 설계 유량에 근접하도록 개선하였다. 개선된 모터는 설계치의 약 60% 정도인 18kgf까지 성능이 향상되었으며, 이로부터 개발된 모터가 사운딩 로켓 모터의 임무 수행에 적절한 추력 대 중량비의 범위 내에 있음을 확인하였다.