• 한국추진공학회지
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• 제10권4호
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• pp.40-46
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• 2006

저궤도 위성 발사체에 적용 가능한 추력 30 tonf급의 연소기가 설계/제작되어 전반적인 연소 시험이 이루어졌다 터보 펌프식 개방형 사이클에 적용 가능한 재생냉각형으로 제작된 본 연소기는 초기 연소성능 및 기능 검증을 위해 내열재 방식의 연소실을 이용하여 연소 시험을 수행하였다. 설계 조건을 중심으로 넓은 작동 구간에서 본 연소기는 안정된 연소 특성을 보였다. 연소기의 물리적 손상 또한 발생하지 않았으며, 만족할 만한 기능적 특성을 나타내었다. 연소기의 성능은 연소 효율이 95%, 그리고 지상 비추력이 254초로 초기 설계 대비 초과 내지는 동등 수준의 결과를 보였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권6호
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• pp.104-109
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• 2004

본 논문에서는 액체로켓 엔진에 많이 사용된 충돌형 분사기의 미립화 특성에 대해 연구하였다. 분사속도와 주위 기체압력은 분열과 미립화 과정에 결정적인 영향을 주는 변수로서 $3m/s{\sim}30m/s,\;0.1Mpa{\sim}4.0MPa$로 변화시키면서 실험을 수행하였다. 전체적으로 분사속도와 기체압력의 증가에 따라 측정된 분열길이, 분열파장, 액적크기 등이 감소하였다. 하지만 그 감소율은 이론에서 예측된 것과는 다른 값을 나타내었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.205-209
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• 2004

인젝터의 배열과 형상 변화는 연소실내에서의 미립화, 증발, 혼합, 화학반응 등을 변화시킴으로써 액체로켓엔진의 연소 조건과 열 교환에 영향을 준다. 본 논문에서는 연소실내의 다양한 현상 중 인젝터 배열이 혼합비 분포에 미치는 영향을 물리적 접근방법을 통하여 살펴보고 프로그램을 작성하여 혼합비 분포를 계산 하고자 하였다. 단, 예측 방법의 유도 과정에서 도입된 물리 현상의 단순화와 여러 가정으로 인해 본 방법의 적용성과 정확성에는 한계가 있으나 mechanical patternator 사용이 어려운 full scale 가스발생기나 연소기의 국부적인 혼합비 예측에 효과적인 활용이 될 수 있으리라 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.135-140
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• 2006

충돌형(FOOF) 분사기의 불안정 영역을 결정하기 위해 질소분사 음향시험을 수행하였다. 파이프와 오리피스 형상을 가지는 분사기 내 산화제 부분에서 유동속도에 비례하고, 비정상적으로 jumping하는 특정 주파수를 가지는 whistling이 발생한다. 동일한 조건의 연소시험과 비교해 본 결과 whistling 현상은 연소현상에는 영향을 주지 않는다. 질소분사 음향시험과 연소시험에서 얻은 연소실 내 1T1L mode의 damping factor를 비교하여 불안정 영역을 구해보면, 비슷한 조건에서 불안정 영역을 가진다. 이것은 유동의 충돌, 혼합에 의한 유동불안정 현상이 연소시험에서 연소불안정을 발생시키는 주요한 인자임을 의미 한다.

• 항공우주기술
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• 제1권2호
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• pp.113-122
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• 2002

3단형 과학로켓의 주엔진 추진제의 분사균일성에 대하여 수치해석을 수행하고 설계 개선안을 도출하였다. 분사기 유로는 동일한 압력강하를 가지는 다공성 매질로 처리하였다. 산화제와 연료 모두 공급 유로의 반대쪽에서 분사속도가 높은 것으로 예측되었으며 이는 유동정체에 따른 정압 상승에 기인한다. 산화제 매니폴드 내부의 수직분리판에 유로를 구성함으로써 매니폴드 중심과 외곽에서의 분사균일성을 향상시킬 수 있었다. 산화제 공급유로가 경사를 가지더라도 분사균일성과 압력손실에 미치는 영향은 거의 없었다. 또한 산화제/ 연료에 대한 분사속도로부터 혼합비의 분포를 예측하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제11권4호
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• pp.38-45
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• 2007

국내 최초로 액체로켓엔진용 연료 과농 가스발생기가 개발되었으며 이것은 고온, 고압가스(약 900 K, 약 58 bar)를 초당 4 kg이상 발생시킬 수 있다. 고압가스는 터보펌프 터빈을 구동하며, 추진제 탱크에 필요한 열 공급원으로 사용될 수 있다. 본 가스발생기는 개념설계 및 초기 개발시험을 거쳐 최종 형상이 결정되었으며, 구조 및 열 해석이 동시에 진행되었다. 제작은 정밀 기계가공과 표면처리, 특수용접공정을 통해 이루어졌으며, 최종 개발 성능 및 기능 특성 확인을 위해 두 종류의 가스발생기가 제작되어 연소시험을 통한 평가가 진행되었다. 안정적인 점화 및 연소특성과 함께 발생 연소가스의 온도분포 및 평균온도 특성이 양호하며, 개발 요구 조건을 본 개발품이 만족하는 것으로 성공적인 개발이 이루어졌다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.181-185
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• 2006

국내 최초로 개발된 액체로켓엔진용 연료 과농 가스발생기는 900 K 정도의 온도를 갖는 58 bar 수준의 고압가스를 초당 4 kg이상 발생시킬 수 있다. 고압가스는 터보펌프 터빈을 안정적으로 구동할 수 있으며, 추진제 공급탱크 가압에 필요한 열원으로 사용될 수 있다. 본 가스발생기는 개념설계 및 일련의 초기 개발시험을 거쳐 최종 형상이 결정되었으며, 구조 및 열 해석이 동시에 진행되었다. 제작은 정밀 기계가공과 표면처리, 특수용접 공정을 통해 이루어졌으며, 최종 개발 성능 및 기능 특성 확인을 위해 총 다섯 차례의 연소시험이 진행되었다. 시험결과를 통해 안정적인 점화 및 연소특성과 발생 연소가스의 온도분포 및 평균온도 특성이 개발 요구규격을 본 개발품이 만족하는 것으로 판단하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제21권2호
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• pp.111-118
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• 2017

본 논문에서는 연소 실험을 통해 케로신/액체산소를 추진제로 사용하는 기울어진 슬릿을 가지는 핀틀 분사기 로켓엔진의 연소 성능을 살펴보았다. 슬릿 형상 관련 설계 변수는 슬릿 개수, 슬릿 각 및 차단율로 선정하였다. 그리고 기울어진 슬릿에 의한 양 끝단의 skip ratio의 차이를 ${\Delta}SR$로 새롭게 정의하였다. 실험 결과, 기울어진 슬릿을 가지는 핀틀 분사기의 슬릿 형상에서 BF를 1에 가깝게 하고, ${\Delta}SR$을 0.26 이내로 설계하면 최적의 연소성능을 발휘함을 확인하였다.

• 한국분무공학회지
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• 제20권3호
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• pp.168-174
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• 2015

Combustion instability is critical problem in developing liquid rocket engine. There have been many efforts to solve this problem. In this study, the method was sought through the injector as part of these efforts to suppress combustion instability. If the injector can suppress the disturbance coming from the supply line as a kind of buffer it will serve to reduce combustion instability. Especially we target at gas propellant oscillation in gas-centered swirl coaxial injector. The phenomenon is simulated with acoustic excitation of speaker. The film thickness response at injector exit was measured by using a liquid film electrode. Also the response of spray to the disturbance was observed by high-speed photography. Gas-liquid momentum flux ratio and the frequency of feeding gas oscillation were changed to investigate the effect of these experimental parameters. The trend of response by varying these parameters and the cause of weak points was studied to suggest the better design of injector for suppressing combustion instability.

• 한국분무공학회지
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• 제22권2호
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• pp.62-68
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• 2017

It is important to study on the combustion instability to develop liquid rocket engines for preventing lower combustion efficiency and destruction of combustion chamber. There are many researches on simplex injector with liquid pulsation to solve this problem. In real rocket engine system, however, they use coaxial injectors. Therefore, research on coaxial injector with liquid pulsation is essential. In this study, we investigate dynamic characteristics of gas centered swirl coaxial injector varying tangential inlet diameter. A mechanical pulsator was used to generate an excitation in the liquid flow, and the response characteristics of the injector were confirmed. As tangential inlet diameter increased, mass flow rates increased and spray angle decreased. As tangential inlet diamter decreased, gain decreased because the pressure fluctuation in the injector manifold rarely passed through the inlet. Additionally, it was confirmed that a sufficiently small tangential inlet served as a damper.