• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.29-32
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• 2009

본 연구는 과산화수소/케로신을 추진제로 사용하는 액체로켓엔진의 연소시험설비 개발에 관한 연구이다. 새로운 연소시험설비 위하여 추력 측정 장치, 추진제 공급라인, 제어 및 계측시스템을 구축하였다. 그리고 연소시험 운용을 위한 시나리오 및 Sequence를 설계하였고 연소시험설비의 안정성을 확인하기 위하여 200N급 액체로켓엔진으로 연소시험을 수행하였다. 연소시험 수행 결과 안정적인 유량공급을 확인 하였고 과산화수소/케로신을 추진제로 사용하는 액체로켓엔진의 연소시험설비 개발이 잘 이루어 졌음을 확인 할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.54-58
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• 2017

연소불안정은 로켓엔진과 가스터빈을 포함하는 연소장치의 개발에 있어서 가장 심각한 문제 중의 하나이다. 특히, 연소실에서의 연소와 음향섭동과의 공진에 의해 야기되는 고주파 연소불안정은 하드웨어에 심각한 손상을 초래한다. 왜냐하면 고주파 연소불안정은 높은 압력섭동과 연소실 벽면으로의 과도한 열유속을 동반하기 때문이다. 따라서 연소불안정은 액체로켓엔진 개발에 있어서 반드시 해결되어야 하는 문제 중의 하나이다. 본 논문에서는 액체추진과학로켓(KSR-III) 및 한국형발사체(KSLV-II) 엔진 연소기 개발에 있어서 연소불안정의 경험 사례를 소개한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.55-59
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• 2008

액체로켓엔진의 성능 검증에 있어서 가장 큰 비중을 차지하는 것 중 하나는 정확한 추력 측정이다. 본 연구에서는 기존의 추력 측정 장치를 보완한 저추력 액체로켓엔진의 추력 측정 장치를 개발하여 작은 추력을 발생하는 로켓엔진의 보다 정확한 추력 측정을 가능하도록 하였다. 또한, 추력 측정 장치의 추력 측정 평가 시 고려되는 주요 인자들에 대한 연구를 수행하여 추력 측정 장치의 신뢰도 평가에 관한 기법 및 절차 수립의 기반을 마련하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권3호
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• pp.1-7
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• 2014

친환경 추진제인 액체메탄을 연료로 사용하는 이원추진제 로켓엔진의 이론성능분석을 통해 엔진의 설계변수를 도출하였다. 엔진의 연소성능 예측을 위해 CEA를 활용한 화학평형해석을 수행하였으며, 추진제 혼합비 및 연소실 내부압력에 따른 연소성능 특성을 고찰하였다. 엔진의 특성길이 도출을 위해 1차원 액적기화모델을 적용하여 성능변수 변화에 따른 추진제의 기화시간을 계산하였으며, 지상연소 이론성능분석을 통해 메탄 이원추진제 로켓엔진의 설계제원을 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.733-736
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• 2010

한국항공우주연구원은 한국형발사체 2단용 액체로켓엔진의 개발 및 인증을 위한 엔진고공환경모사 연소시험설비의 예비설계를 수행하였다. 고흥 우주센터에 구축될 예정인 엔진 고공연소시험설비는 액체산소와 케로신을 공급하여 한국형발사체 2단 엔진의 고공환경모사 시험을 지상에서 수행할 수 있도록 구성된다. 고공환경 모사는 액체로켓엔진의 후류제트로 작동되는 초음속 디퓨저로 구현된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.87-91
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• 2004

우주 발사체의 성공적인 비행을 위해서는 로켓 엔진의 성능 분산 관리가 필수적이다. ANASYN을 이용해 가스발생기 사이클 액체 로켓 엔진의 성능 오차 분석을 수행하였다. 별도의 추력제어 시스템을 갖추지 않은 엔진의 진공 추력 분산은 $+5.34\%,\;-5.27\%$로 나타났으며 연소기 혼합비 오차는 $+9.07\%,\;-9.82\%$에 달했다. 가스발생기의 혼합비를 제어할 경우 추진제 유량의 제어 없이 혼합비만을 제어하면 엔진성능의 분산이 증가한다. 분산 요인에 대한 민감도 해석에 의하면 터빈 효율에서의 오차가 엔진 성능 분산에 가장 큰 영향을 미친다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제14회 학술강연논문집
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• pp.31-31
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• 2000

로켓 엔진은 고속의 고온 고압 제트가 분출함으로 인해 현존하는 소음 소스 수준 중 가장 큰 소음을 발생시킨다. 로켓 엔진에서 생기는 소음은 충격소음과 유동소음으로 구분할 수 있다. 충격소음은 연소제트의 불완전 팽창으로 인한 shock cell의 영향으로 shock wave가 발생하게 되어 고속의 제트가 대기와 충동함으로 인해 형성되는 충격파로 인해 발생되는 소음이며 유동소음은 mixing의 초기부분에서 초음속의 High velocity gas가 주변대기와 부딪히면서 생기는 난류와 전단력 때문에 발생하는 압력의 요동이 그 원인이 되어 고주파 소음의 특성을 띤 작은 eddy들에 의해 발생하는 소음이다.

• 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)

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1998년도 제11회 학술강연회논문집
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• pp.1-1
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• 1998

로켓엔진 추력발생용으로 광범위하게 사용되는 액체추진제는 고성능, 대용량의 액체추진제 로켓엔진에서는 필연적으로 고주파 연소불안정의 문제를 수반하며, 이 연소불안정의 정도는 연소성능과 더불어 엔진개발의 성패를 좌우하는 중요한 여건이 된다. 따라서 안정한 로켓의 비행을 보장하기 위해서는 연소불안정의 문제가 선결되어야 한다. 연소불안정의 기본 메커니즘은 연소기에서 발생하는 압력섭동에 반응하여 불안정한 음향에너지를 되먹임하는 연소과정으로 설명된다. 연소불안정 현상이 발견된 이후 실험 및 이론적 접근에 의해 이와 같은 연소불안정 메커니즘 및 예측에 대한 체계적인 연구가 이루어져 왔으며, 현재까지의 다양한 고주파 연소불안정 예측방법 중에서 음향 및 기화 응답함수를 이용하는 방법은 직관적 고찰에 의존하는 단순한 연소모델을 적용하며 주로 음향적 섭동에 의한 연소의 반응을 연소안정성 평가의 파라메터로 사용한다. 이와 같은 음향적인 예측방법은 연소불안정 현상을 이론적으로 전개하므로 경제적으로 각종 설계변수에 대한 연소불안정의 변화를 구분할 수 있는 장점이 있어 성능 및 호환설계와 병행하여 로켓엔진 연소실의 초기 안정성 설계방법으로 주로 사용된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.174-177
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• 2007

본 연구에서는 액체로켓엔진의 제어기구로서 많이 사용되는 유압식 레귤레이터에서의 제어 프로세스와 제어 변수의 조절에 관한 정적 및 동적 특성을 연구하였다. 본 연구의 대상으로는 8K14 "SCUD"의 9D21 엔진에 사용되는 유압식 레귤레이터를 선택하였으며, 본 유압식 레귤레이터의 수학적 모델링을 거쳐, 액체로켓엔진 내부에서의 유압식 레귤레이터의 응답속도와 자동제어시스템의 정밀도 분석을 수행함으로써, 유압식 레귤레이터의 유압조절기구인 니들밸브 유로면적의 설계값을 도출하였다.