• 한국추진공학회지
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• 제25권5호
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• pp.53-64
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• 2021

SpaceX사는 Falcon 9으로 발사체 비용을 혁신적으로 낮추었으며 로켓의 1단 재사용을 실용화하였다. 현재는 완전 재사용이 가능하고 탑재량이 가장 큰 Starship 시스템을 개발 중이며 이로 인해 더욱 저렴한 비용의 발사와 임무의 다양화가 가능하다. 이를 위해 최초로 메탄 연료를 사용하는 전유동 다단 연소 싸이클을 사용하는 Raptor 엔진을 완성하였다. 그리고 완전 재사용을 위해 스테인리스강 탱크, 하강 중 배면낙하 및 역추진과 같은 거의 사용되지 않는 기술들을 함께 적용하여 다수의 시제기를 제작 및 시험하고 있다. 여기서는 Starship 시스템의 제원, 임무, 설계 특징에 대해 알아보았다. 또한 Raptor 엔진과 매우 빠르게 제작된 초기 13 기의 Starship 시제기 개발 과정에 대해서도 알아보았다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.65-67
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• 2017

다양한 연소불안정 모델링 기법이 로켓 및 가스터빈 등 연소시스템에 적용되어 개발, 검증되고 있다. 이 중 본 연구에서는 시스템의 각 요소를 음향 네트워크로 구성하여 질량, 운동량, 에너지 보존 방정식을 푼 다음, 각 요소들의 경계 조건을 대입하여 전체 시스템의 불안정 특성을 해석하는 1D 네트워크 모델의 기초 이론부터 최신 연구 동향을 소개하고자 한다. 특히 화염전달함수(flame transfer function)와 음향전달함수(acoustic transfer function)을 각각 정의하고, 서로의 상호 관계에 대하여 규명하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.181-184
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• 2009

로켓시스템의 에너지원으로 적용할 수 있는 기체발생기용 복합 고체추진제의 개발과정을 기술한다. 80%의 고체입자 부하율과 양호한 유동성, 그리고 $-50^{\circ}C{\sim}70^{\circ}C$에서 경화에 적절한 추진제 물성을 갖는 HTPB를 바인더로 하여, 낮은 화염온도, 적은 고체입자 잔사, 무독성 생성물의 추진제 제조가 가능한 AN을 제1종 산화제로, 탄도특성 제어에 필요한 AP를 제2종 산화제로 추진제 주요 조성이 구성된다. 기본조성을 근거로 하여 일련의 물성개선 시험이 수행되었으며 최대응력 8 bar 및 최대응력점 변형율 30%, 그리고 탄성계수 1000 psi 수준의 물성을 갖는 추진제 조성을 얻을 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제8권4호
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• pp.84-90
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• 2004

추진제 주입압력 350 psia 에서 0.95 lbf 의 정상상태 공칭추력을 내는 단일액체추진제 하이드라진 추력기의 성능평가 결과를 추력, 임펄스 비트, 비추력 등을 통하여 제시한다. 연소시험 형상과 절차에 대한 간략한 묘사와 더불어 정상상태 연소모드로부터 얻어지는 추진제 공급압력. 질량유량, 추력기 작동환경 진공도, 그리고 추력 등의 변이거동에 대한 전형적인 결과를 검토한다. 제시된 추력기 성능은 1-lbf급 표준형 단일추진제 로켓엔진의 기준성능에 성공적으로 비교된다. 선별된 추력기군을 위성체 추진시스템의 비행모델로 채택하기 위한 추력기간 성능편차에 대해 부연한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.38-41
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• 2009

액체산소/케로신 추진제 액체로켓엔진 개발기술 확보를 위해, 연소기를 제외한 터보펌프, 가스발생기 등의 30톤급 엔진 주요 구성품을 이용한 터보펌프+가스발생기 폐회로 연계시험을 수행하였다. 연소기를 유량제어 요소로 모사한, 엔진시스템 모사조건에서 터보펌프+가스발생기 폐회로 연계시험기의 예냉 절차, 시동 특성, 정격조건 작동 및 정지가 성공적으로 수행되었다. 터보펌프와 가스발생기의 작동성을 검증하였다. 연계시험기의 터보펌프 회전수 및 혼합비 피드백 제어를 위한 제어시스템도 검증되었다. 본 폐회로 연계시험 결과는 액체로켓엔진 선행 기술 개발에 활용될 것이다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제27권10호
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• pp.1377-1384
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• 2003

An analysis has been performed for active thermal control of the KOMPSAT monopropellant rocket engine assembly, i.e., dual thruster module(DTM). The main efforts of this work have been directed at determining proper heater sizes for propellant valves and catalyst beds necessary to maintain their temperatures within specified temperature ranges under KOMPSAT environment and operational conditions. The TAS incorporated with TRASYS thermal radiation analyzer was used to establish a complete heat transfer model which allows to predict the DTM temperature as a function of time. The thermal analysis has been performed in transient mode to verify the appropriate power for catalyst bed heaters necessary to increase catalyst bed temperature to the required value within a specified period of time. Similar analysis has been executed to validate the heater power for the thermostatically controlled primary and redundant heater circuits used to prevent hydrazine freezing, i.e., single fault. Moreover the effect of the radiative property of thermal control coating of heat shield was examined. Thruster firing condition was also simulated for the heat soakback condition. As a consequence, all thermal analysis results for DTM satisfactorily met the thermal requirements for the KOMPSAT DTM under the worst case average voltage, i.e. 25 volt.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.409-412
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• 2009

75톤급 액체로켓엔진 터보펌프 조립체에 대한 열응력 해석을 수행하였다. 터보펌프 시스템의 거시적인 거동을 조사하기 위하여 전체 조립체를 해석 대상으로 고려하였으며 해석의 효율성을 높이기 위하여 2차원 축 대칭 모델로 해석하였다. 실제 운전 조건을 고려하여 예냉, 운전 및 운전 후 단계에 대한 열전달 조건을 상정하여 해석하였으며 각 단계에서의 온도 분포, 응력 분포 및 변형량을 예측하였다. 해석에는 터보펌프를 감싸고 있는 단열재의 영향 및 베어링에서 발생하는 발열량을 고려함으로써 최대한 정확한 예측이 가능하도록 하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.718-723
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• 2017

본 논문에서는 액체로켓에서 추력제어를 위해 주로 사용되는 글로브 제어밸브의 대해 주기적인 저주파 압력섭동에서 유효 단면적에 따라 변하는 임피던스 특성에 관해 해석적 연구를 수행하였다. 유효 단면적에 따라 임피던스가 증가하는 경향을 확인하였으며, 유동장 가시화를 통해 임피던스 특성 변화를 일으키는 원인에 대해 알아보았다. 향후 제어밸브의 임피던스 특성변화의 관한 정보는 공급 시스템의 임피던스를 구하는데 활용될 수 있기 때문에 포고 현상 예측의 활용될 수 있을 뿐만 아니라 포고 현상 감소를 위해 완충기 및 오리피스를 설계할 때도 도움이 될 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.213-217
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• 2017

액체로켓엔진 고장에서 시동과정이 30% 이상을 차지하며 특히, 우주왕복선 주 엔진(Space Shuttel Main Engine, SSME)은 2%의 밸브위치 오차 또는 0.1초의 시간오차와 같은 작은 변화에도 급격하게 변화하는 매우 민감한 시스템으로 시동과정의 모델링이 중요하다. 하지만, 시동과정에서 비선형 질량 유량과 열전달 특성 때문에 많은 어려움이 발생한다. 본 논문에서는 이를 해결하기 위하여 부분적인 전산유체해석(Computational Fluid Dynamics, CFD) 방법을 사용하였으며 본 논문에서는 구성품의 모델링을 수행하여 정상상태에서 확인을 하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권4호
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• pp.43-48
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• 2013

초음속 디퓨져에서 천이구간에 대해서 수치적 기법에 의한 분석을 수행하였다. 수치기법으로는 초음속 디퓨져의 내부유동해석을 위하여 2차원 축대칭 Navier-Stokes equation와 $k-{\epsilon}$ 난류모델을 사용하였으며, 로켓엔진 연소실의 천이 구간의 압력변화에 따라서 디퓨져 내부의 마하수 및 진공챔버의 온도 분포를 비교 검토하였다. 초음속 디퓨져의 작동과정에서 진공챔버 내부에 연소가스가 유입되어지고 이러한 현상에 따라서 진공챔버 내부의 압력 및 온도가 상승하는 결과를 확인하였다. 이러한 유동현상에 따라서 천이과정에서 압력 및 온도 상승을 방지하는 시스템이 필요하다.