• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제14회 학술강연논문집
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• pp.21-21
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• 2000

통상적으로 액체로켓의 노즐은 재생냉각에 의해 고온의 연소가스로부터 보호된다. 그러나 재생냉각의 경우, 시스템에 상당한 투자가 요구되며, 잦은 엔진 결함의 원인을 제공하기도 한다. 최근 들어 액체로켓에 재생냉각을 사용하지 않고, 연소실과 노즐 보호를 위해 삭마재료가 사용되고 있다. 노즐재료에 대한 삭마량과 삭마형상 연구를 위해 500회 이상의 연소실험이 수행되었다. 그러나 연소실험을 통한 삭마특성은 전혀 예측할 수 없는 방향으로 진행되고 있으며, 실험에 사용된 액체로켓의 작동범위가 실제 로켓과 거의 유사하다는 것을 감안한다면, 삭마재질을 로켓에 적용하기 위해서는 상당한 주의가 필요할 것으로 판단된다. 실험변수는 추진제의 공급 순서, 인젝터의 형상, 점화기의 위치, 그리고 액체산소의 공급온도이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.251-254
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• 2004

하이브리드 로켓은 고체, 액체 로켓과 비교하여 많은 장점을 가지고 있다. 하이브리드 로켓은 액체 로켓에 비해 구조적으로 단순하고 비용도 저렴하지만 액체 로켓과 유사한 $I_{sp}$를 발휘한다. 또한 고체 로켓에서는 불가능한 엔진 소화$\cdot$재점화가 가능한 장점을 가지고 있다. 하이브리드 로켓의 추력은 산화제의 유량에 비례하여 증가한다. 본 연구에서는 소형 하이브리드 로켓을 설계 제작하여 실험을 수행하였다. 전체 시스템은 하이브리드 로켓 연소기, 점화장치, 유량 조절장치 그리고 데이터 획득 장치로 구성하였다 산화제의 유량을 조절하기 위해 니들 밸브와 스텝 모터를 결합하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1999년도 제13회 학술강연논문집
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• pp.6-6
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• 1999

액체 로켓 엔진은 추진기관 공급 시스템으로 작동이 된다. 추진기관 공급 시스템에는 유공압장치 및 각종 배관, 필요한 압력과 유량을 연소실과 가스발생기로 공급하는 시스템, 엔진의 점화 및 정지, 발사체의 사용 목적에 따라 부과되는 기능을 수행하기 위한 장비들이 포함된다. 공급시스템은 크게 가압가스를 이용하는 방법과 터보펌프를 이용하는 방법의 두 가지로 나눌 수 있다. 잘 알려진 바와 같이 일반적으로 추력이 큰 로켓엔진의 경우에는 터보 펌프식이, 추력이 크지 않은 경우에는 가압가스 방식이 이용된다. 일반적으로 가압가스 방식은 연소실 압력이 커질수록 추진제 탱크의 압력도 커지므로, 그 두께가 두꺼워져서 비효율적이 된다. 따라서 연소실 압력이 비교적 크지 않은 추력이 약 10t 내외에서 많이 사용되고, 시스템이 터보 펌프식보다 구조가 매우 간단하므로, 작동의 신뢰도는 매우 높다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.34-37
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• 2010

터보펌프식 액체 로켓 엔진에 대해 AMESim을 이용하여 1-D 시스템을 구성하고 시동 과도 특성을 해석하였다. 액체산소와 RP-1을 추진제로 사용하는 개방형 사이클에 대해 해석을 수행하였으며, 초기 시동시 가스발생기의 연료 밸브 개방 및 가스발생기 점화 타이밍과 시동 안정성의 관계에 관한 결과를 얻었다. 이러한 연구를 바탕으로 터보펌프식 액체 로켓 엔진 시스템의 최적 설계를 위해 시동시 특성 및 시동 절차를 고려해야 함을 확인 하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.789-792
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• 2011

발사체의 비행시험을 하기 전 액체로켓 추진기관에 대한 지상시험 수행을 통해 효율적인 추진기관 개발을 도모할 수 있고 비행시험 전 검증을 통해 신뢰도를 높이고 개발비용도 절감할 수가 있다. 따라서 국내에서도 대형급 추진기관 시스템 시험설비를 구축함으로써 앞으로 개발되는 액체추진기관의 완성도와 신뢰도를 향상시켜 국제시장에서 경쟁력 있는 상용 발사체 개발의 첫걸음을 내딛을 수 있기를 기대한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제15회 학술강연회논문초록집
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• pp.17-17
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• 2000

초음속 비행체 및 극음속 성층권 비행체용 추진기관으로의 사용이 검토되고 있는 차세대 추진기관들을 산화제 공급방식에 따라 공기흡입 엔진, 로켓 엔진 및 복합사이클 엔진으로 분류하여 엔진의 구성방식 및 추진특성들을 기술하였다. 공기흡입 엔진은 저고도에서의 성능이 우수하고 재사용이 가능 하지만 공기 밀도가 낮은 고 고도 영역에서의 성능이 좋지 않으며 로켓 엔진은 넓은 고도영역에서 사용이 가능한 반면 낮은 비추력 및 고비용 발사체계 등과 같은 단점들을 가지고 있다.(중략)

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.90-90
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• 2003

한국항공우주연구원은 액체추진기관 시스템을 이용한 3단형과학로켓(이하 KSR-III)을 국내 최초로 개발하여 비행시험을 수행하였다. 액체추진기관 로켓의 비행시험을 위해서는 이전의 고체 추진기관을 이용한 과학로켓 1, 2와는 달리 비행시험 조건에 부합하게 액체추진제 및 가압제 등을 공급하는 지상설비가 필요하다. 이에 한국항공우주연구원은 독자적으로 비행시험에 필요한 제반 설비를 갖춘 발사장을 구축하였다. KSR-III는 압축 헬륨가스(GHe)를 이용하여 연료(Jet A-1)와 산화제(LOx)를 가압하여 추력을 얻는 액체추진기관 시스템이다. 따라서 발사장에서의 지상공급설비는 유공압 설비와 발사시나리오에 따라 해당 부품을 제어하고 자료를 저장하는 제어/계측 설비 및 기타설비들로 구성되어 있다. 지상공급설비 중 유공압 설비는 LOx의 저장 및 기체 내 산화제 탱크의 충전을 위한 산화제 공급설비, Jet A-1의 저장 및 기체 내 연료 탱크의 충전을 위한 연료 공급 설비, 지상설비용 밸브구동 및 기체 내부 퍼지 등에 필요한 질소($N_2$)를 저장/공급하는 설비, 기체내부 밸브 구동 및 가압제로 사용되는 기체헬륨(He)을 저장/공급하는 설비들로 구성되어 있다. 이러한 구축된 공급설비는 기능시험, 연계시험 등의 각종 입증시험을 통해 그 성능을 검증한 후 단인증모델(SQTM)을 이용하여 발사 시나리오에 따른 추진제 공급능력을 입증한 후 KSR-III의 비행시험을 성공적으로 수행하였다. 수행된 연구결과는 향후 건설되어질 우주센터내의 발사장 기반설비 설계의 기초 자료로 활용할 수 있을 것이다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2005년도 창립60주년 기념 추계 학술대회
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• pp.91.1-91.1
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• 2005

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2002년도 제18회 학술발표대회 논문초록집
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• pp.62-63
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• 2002

램젯 엔진을 장착한 미사일은 기존의 터보젯 이나 터보팬 엔진에 비해 압축기와 터빈과 같은 엔진 구성품이 없어 무게가 가볍고 초음속에서 저항도 적으며 고속의 비행영역에서 연료효율과 생존성능이 뛰어나기 때문에 차세대 미사일 추진 시스템으로서 세계 여러 국가에서 개발 및 운용이 이루어지고 있다. 하지만 램젯 엔진은 충분한 램 효과를 얻어야 초기 점화가 가능하기 때문에 현재 개발되고 있는 대부분의 시스템은 최초 발사시 로켓 부스터에 의해 가속하고 로켓연료를 모두 소모하고난 후에 흡입구가 개방되어 램젯 엔진이 점화하는 방식을 취하고 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.97-100
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• 2008

시중에서 쉽게 구할 수 있는 알루미늄 seamless tube를 사용하여 고도 15km 하이브리드 사운딩 로켓을 설계하였다. 별도의 가압장치 없이 ${N_2}O$ 액체산화제를 사용한 하이브리드 로켓설계를 위하여 내탄도, 외탄도 해석을 통합적으로 수행하였다. 내탄도 해석으로 요구조건을 만족하는 하이브리드 추진시스템을 설계하였고, 탑재중량을 고려하여 설계된 하이브리드 로켓에 대해 공력해석과 궤적계산을 수행하였다. 로켓의 내탄도와 외탄도 해석을 통합적으로 수행함으로써 하이브리드 로켓의 설계를 위한 기반 기술을 마련하였고, 기초시험 및 기술 자료의 데이터를 이용하여 하이브리드 모터의 성능과 로켓의 공력 및 비행궤적을 검증하였다.