• 한국추진공학회지
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• 제13권3호
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• pp.20-26
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• 2009

30톤급 액체로켓엔진용 터보펌프에 대하여 실매질을 사용하여 성능시험이 이루어졌다. 산화제펌프와 연료펌프에는 각각 액체산소, 케로신의 실매질을 사용하고 터빈에는 고압의 상온 수소가스가 사용되었다. 터보펌프는 설계점과 탈설계점의 전 영역에서 안정적으로 작동하였고 요구되는 성능 조건을 만족 시켰으며 이로써 엔진 서브시스템 수준의 터보펌프 개발이 성능 측면에서 검증되었다고 볼 수 있다. 본 논문에서는 단일 운전으로 세 운용점에서 총 75초간 작동된 경우의 시험결과를 소개하였다. 펌프와 터빈의 성능 특성 관점에서 터보펌프 조립체의 실매질 성능시험 결과와 터보펌프 구성품의 상사 성능시험 결과가 양호하게 일치하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.45-49
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• 2011

자발가압 특성이 있는 $N_2O$를 적용한 Blow-down 산화제 공급방식은 조절 시스템(Regulated system)에 비해 많은 장점을 가지고 있다. 그러나 탱크 내에 $N_2O$가 액체와 기체의 2상으로 공존하고, 유동이 배출되는 동안 탱크 안의 $N_2O$의 물성치가 계속적으로 달라지기 때문에 배출 유량을 예측하는데 어려움이 있다. 본 논문에서는 $N_2O$를 적용한 Blow-down 산화제 공급방식을 간단하게 해석 할 수 있는 방법을 연구했다. 포화상태 $N_2O$의 물성치는 NIST 데이터베이스를 이용했으며, 인젝터 모델로 nonhomogeneous nonequilibrium(NHNE) 모델을 적용하였다. 하이브리드 로켓 연소기를 이용해 cold flow test를 수행하였으며, 두 결과가 잘 일치함을 확인했다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.359-365
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• 2008

30톤급 액체로켓엔진용 터보펌프에 대하여 실매질을 사용하여 성능시험이 이루어졌다. 산화제펌프와 연료펌프에는 각각 액체산소, 케로신의 실매질을 사용하고 터빈에는 고압의 상온 수소가스가 사용되었다. 터보펌프는 설계점과 탈설계점의 전 영역에서 안정적으로 작동하였고 요구되는 성능 조건을 만족시켰으며 이로써 엔진 서브시스템 수준의 터보펌프 개발이 성능 측면에서 검증되었다고 볼 수 있다. 본 논문에서는 단일 운전으로 세 운용점에서 총 75초간 작동된 경우의 시험결과를 소개하였다. 펌프와 터빈의 성능 특성 관점에서 터보펌프 조립체의 실매질 성능시험 결과와 터보펌프 구성품의 상사 성능 시험 결과가 양호하게 일치하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제36권10호
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• pp.1001-1009
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• 2012

본 연구에서는 액체산소와 케로신을 추진제로 사용하는 액체로켓엔진의 연소 가스에 액체질소를 분사하여 연소 가스의 냉각 특성을 알아보고자 하였다. 일반적인 액체로켓엔진의 연소실 후단에 액체질소 분사기와 혼합용 연소실을 추가적으로 장착하였고, 혼합용 연소실 후단에 노즐을 연결하여 전체적인 시스템을 구성하였다. 연소실험은 안전을 고려하여 점화실험부터 순차적으로 수행하였으며, 최종적으로 20초 연소실험을 수행하였다. 그 결과 기존의 액체로켓엔진에 액체질소를 분사함으로써, 연소 가스의 온도를 저하시킬 수 있음을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제26권4호
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• pp.54-63
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• 2022

500 kg의 페이로드를 500 km 태양동기궤도에 이송가능한 소형발사체의 상단에 사용될 3톤급 액체로켓엔진을 설계하고 있다. 소형발사체의 1단에는 비행시험으로 검증된 75톤급 엔진을 사용한다. 상단용 엔진은 액체산소와 액체메탄을 연료로 사용되는데, 이 추진제 조합은 공통격벽탱크를 적용하여 무게 감소가 가능하고 비추력도 높다. 상단엔진의 사이클로는 저압으로 운용되어 신뢰성이 높은 팽창식 사이클을 채택했으며, 노즐 확대비 120이상에서 360초를 상회하는 비추력 성능을 보일 것으로 평가되었다. 엔진의 주요구성품인 연소기와 터보펌프는 목표 비용을 맞추기 위하여 적층제조된다. 엔진은 자가증기가압과 롤추력제어를 위하여 가열된 증기메탄을 제공하고, 이러한 기능을 가진 상단 추진기관시스템은 심우주탐사 등 다양한 임무에 확대 적용 가능할 것으로 기대된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.43-46
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• 2006

축열식 가열기는 주로 초음속 지상추진 시험설비의 고고도 조건 모사를 위하여 구축되는 장비로 이외에도 로켓 엔진 노즐의 추력 보정시험, 가스터빈 엔진 연소기 모사시험에 범용으로 사용할 수 있다. 한국항공우주연구원에서 보유하고 있는 축열식 가열시스템은 마하 $2{\sim}5$, 고도 $0{\sim}25km$의 범위에서 구동하는 초음속 지상추진시험설비의 전온도 모사를 목적으로 설계되었으며, 최고 모사 온도 1,300 K, 최고 가압압력 3.5 MPa의 성능을 낸다. 본 논문에는 본 원에서 구축한 축열식 가열기의 목표로 한 일본 JAXA RJTF에 구축되어있는 축열식 가열기에 대하여 정리하도록 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.335-338
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• 2009

액체로켓에 산화제를 충전하는 과정은 크게 산화제 탱크의 냉각, 고유량 충전, 소유량 충전, 온도 보정을 위한 추가 충전으로 나눌 수 있다. 나로호(KSLV-I) 1단의 산화제는 액체산소를 사용하며, 각 충전모드에 해당하는 유량 및 온도 요구조건이 제시되어 있다. 이러한 유량 및 온도 요구조건을 만족하기 위해서 산화제 공급시스템에는 유량조절용 밸브와 열교환기가 설치되어 있다. 본 연구에서는 발사체 산화제 충전과정에서 정밀한 유량 공급을 위하여 상용 1차원 열-유동 해석 프로그램인 Flowmaster를 이용하여 1차원 유동 시스템 해석을 수행하였다. 아울러 제한된 인증 시험을 통하여 각 모드에서의 유량 조건을 만족시키기 위한 유량제어밸브들의 유량 보정 민감도를 해석적으로 구하였다.

• 국방과기술
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• 3호통권253호
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• pp.30-39
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• 2000

우리 나라는 '70년대 이후 이미 군사용로켓에 대한 개발경험과 기술축적을 갖고 있으나, 기술개발과정에서 시스템중심의 설계기술 위주로 확보하였고, 개발비용이 많이 들어가는 핵심기술이나 부품 및 첨단소재는 전량 외국에서 수입해서 사용하는 형태로 기술혁신이 이루어졌기 때문에 꼭 필요한 핵심기술의 확보가 부족한 실정에 있다. 대부분 선개발국가들은 초기 발사체 개발에 있어 임무지향적인 목표하에 군사기술과 연계해서 추진체계를 확립하고 막대한 예산과 시설투자 그리고 필요한 전문인력을 확보하여 연구개발중심의 제작과 시험과정을 통한 많은 시행착오를 거치면서 발사경험의 축적과 기술축적을 가져왔다

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.279-287
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• 2010

본 논문에서는 가스터빈 엔진, 로켓 등과 같은 연소시스템에서 발생하는 고진폭-고주파 열음향학적 불안정을 능동적으로 제어하는데 필수적인 동역학적 모델링에 대한 연구 동향을 소개한다. 이를 위하여 1990년대 이후에 진행되었던 연구를 저차의 시스템 모델링 기법을 중심으로 조사하였으며, 특히 물리적 원리로부터 모델의 구조를 결정하고 시스템의 입출력 데이터를 기반으로 모델 파라미터를 추정하는 그레이박스 접근방법과 물리적 원리의 적용 없이 시스템 특성을 추정하는 블랙박스 기법을 소개한다. 또한 동 분야에 대한 향후 가능성에 대하여 간략히 기술한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.121-125
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• 2004

액체 연료 로켓의 연료 공급 라인을 모사한 시스템에 대해, PSD가 시스템의 응답에 미치는 영향을 살펴보았다. 주관의 유량 변화에 대한 주관 압력 변화의 비(시스템 응답)를 PSD 내의 기체 체적을 변화시키며 살펴보았다. PSD 내에 기체가 지을 경우, 시스템의 공진 주파수가 작아짐을 확인하였다. 그리고 기체의 체적이 클수록 시스템 공진 주파수가 작아졌으나, 그 변화는 그리 크지 않았다. 또한 PSD 내 기체량이 많은 경우, 주관 내 압력 및 유량 변화의 진폭이 많이 줄어듦을 확인할 수 있었다.