• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.419-422
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• 2006

본 논문에서는 솔비톨을 연료로 하는 고체로켓의 총체적인 성능향상에 중점을 두었다. 동체의 형상과 로켓모터의 그레인 및 케이스설계, 회수장치 등의 관점에서 새로이 설계된 로켓과 선행으로 제작되었던 로켓을 비교하였다. 각 구성품의 실험을 통한 데이터 비교를 통해 설계 개선하여 질량비를 향상시키고, 안전규정의 범위를 벗어나지 않는 로켓을 설계하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권3호
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• pp.70-77
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• 2019

본 논문에서는 헬리콥터의 유입류 모델에 따라 헬리콥터에서 발사되는 로켓의 궤적에 대한 영향성을 비행역학 해석을 통해 검토하였다. 무장형상의 비선형 비행역학 해석모델은 UH-60 헬리콥터 형상으로 구성하고 헬리콥터에서 발사되는 발사체의 궤적예측에는 HYDRA 70 로켓을 이용하였다. 다양한 로터 유입류 모델을 사용하여 각각의 모델에 따라 로켓 발사궤적에 미치는 영향을 검토하였다. 또한 헬리콥터의 다양한 비행조건에 대해 로켓 발사 시뮬레이션 해석을 수행하고 로켓이 로터 디스크 면과 근접하는 위험한 로켓발사 비행영역을 검토하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.239-242
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• 2004

본 논문에서는 개방형 액체로켓엔진의 각 구성품에 대한 일반적인 수학적 비선형 모델을 먼저 작성하고, 액체로켓엔진의 동특성 경향 파악/안정성 판별을 위해 구성된 비선형 모델을 선형 모델(Laplace 변환)로 재구성하였으며, Matlab/Simulink을 통해 액체로켓엔진에 대한 전체 선형 모델을 구성하였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.88-88
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• 2003

로켓 엔진 시스템에는 가압가스로 추진제를 엔진으로 공급하는 가압 시스템과 터보펌프를 이용해 엔진으로 고압의 추진제를 공급하는 터보펌프 시스템으로 나눌 수 있으며 터보펌프 시스템은 다시 Gas Generator를 이용하는 개방형 엔진과 Prebumer를 이용한 폐쇄형 엔진인 다단 엔진으로 구분할 수 있다. 로켓의 엔진 시스템은 Turbine, Turbopump, Gas Generator, Thrust Chamber, Tube, Valve, Propellant Tank 등 각 구성품 간에 서로 상호간섭이 매우 심한 공정이다 로켓 엔진 시스템은 이와 같은 상호간섭에 의해 추력 제어 및 혼합비 제어, 추진제 소진 제어 적용 시 정확하고 강인한 제어를 수행하여야 한다. 이를 위해 정확한 동특성 모델을 구축하는 것이 중요하며 모델을 통해 적절한 제어 시스템을 선택하여야 한다. 그러나 현재 국내에는 이에 대한 연구가 미미하며 해외의 경우 로켓은 특수 분야에 속함으로 공개되어 있지 않다. 로켓에 대한 개발 연구에 있어서는 위와 같은 작업이 선행되어야 하며 이에 대한 선행 연구로 한국항공우주연구원에서 Gas Generator를 이용한 개방형 터보펌프 엔진 시스템에 대한 연구를 진행하고 있다. 본 논문에서는 Gas Generator를 이용한 개방형 터보펌프 엔진시스템에 대한 동특성 모델을 구성하였다. 배관부, 터빈, 펌프, 밸브, Gas Generator, 재생냉각, 추력연소실 등 엔진 시스템을 구성하는 구성품에 대한 동특성 모델을 구성하였으며 이를 matlab의 simulink를 통해 각 구성품을 연결하여 최종 엔진시스템의 동특성 모델을 구성하였다. 구성된 동특성 모델을 통해 각종 변화(추진제 밀도 변화, 추력 변화, 혼합비 변화 등)에 대한 엔진 시스템 변화를 예측하여 정확한 엔진 시스템에 대한 이해를 넓혔으며 추력 제어 및 혼합비, 추진제 소진 제어를 최적으로 할 수 있는 제어 시스템 구축을 위한 기초 자료로 이용할 수 있을 것이다.

• 기계저널
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• 제56권9호
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• pp.44-48
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• 2016

실제 크기의 로켓엔진은 수많은 예산이 소요되기 때문에 새롭게 설계된 엔진에 대하여 비행모델의 제작 및 실험연구는 예산과 위험성 때문에 매우 제한적으로 시행된다. 따라서 비행모델의 설계를 확정하기 위한 개발단계에서는 실제 크기의 로켓엔진의 특성을 나타낼 수 있는 소형 액체로켓을 제작하여 시험평가를 수행하게 된다. 이 글에서는 이러한 축소형 연소기 관련 연구동향을 알아보고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권4호
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• pp.359-367
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• 2015

우리나라 우주발사체 개발에 대한 청소년들의 흥미 유발과 로켓에 대한 과학적 접근을 쉽게 할 수 있도록 고등학생을 대상으로 하는 로켓 교육프로그램을 개발하였다. 고등학교 물리 1,2, 화학 1,2를 분석한 후 로켓의 추진 원리와 연계하였고, 추진 원리의 이해를 바탕으로 모델로켓 엔진을 제작하는 과정을 설명하였다. 또한 모델로켓에서 추진제로 사탕, 육포, 초콜릿 등과 같은 고열량 식품들을 사용하여 추진제를 제작하였다. 특히 교육프로그램은 식품을 이용한 추진제 제작, 연소 온도 측정, 추력 측정과 모델 로켓의 제작, 발사 등으로 구성하였으며 연구 결과를 통해 사탕을 이용한 제작한 추진제와 솔비톨로 제작한 추진제의 성능을 비교 분석하였다. 또한 프로그램을 적용한 후 학생들의 성취도 평가를 측정하기 위하여 기술적, 교육적 목표를 제시하고 프로그램의 운영을 통하여 목표 달성 여부도 판단하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1999년도 제13회 학술강연논문집
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• pp.5-5
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• 1999

3단형 과학로켓(KSR-III)의 기본형 및 응용형에 공통으로 사용되는 주엔진은 액체산소를 산화제로, 케로신을 연료로 사용하는 액체추진기관이다. 엔진 기본설계를 통하여 로켓 임무 요구사항에 부합되도록 엔진 각 부분의 기본제원을 설정하였고, 엔진의 형상을 결정하였다. 설계된 엔진의 성능검증 작업은 분사시험용 엔진, 축소형 엔진, 엔지니어링 모델 및 비행시험모델의 설계/제작/시험을 통하여 순차적으로 수행할 계획이다. 본 연구는 3단형 과학로켓 엔진의 기본설계 및 성능검증 계획에 관한 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.244-245
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• 2003

고체나 액체 추진로켓에 비하여 하이브리드 추진 시스템은 작동조건의 안정성과 안전함등의 많은 장점을 가지고 있다. HTPB와 같은 고체연료는 제작 및 저장, 운송 그리고 장착상의 안정성을 가지고 있으며 하이브리드 로켓의 고체연료로의 산화제의 유입을 제어하면서 추력의 변화와 엔진내부의 연소중단과 재 점화를 용이하게 할 수 있다. 이러한 이유로 인하여 하이브리드 엔진은 좀 더 경제적인 장치로 기대를 모으고 있다. 그러나, 기존의 하이브리드 로켓 엔진은 고체 추진 로켓에 비하여 낮은 연료 regression 율과 연소효율을 가지는 단점이 있다. 이러한 단점을 해결하고 요구되어지는 추력값과 연료유량을 증가시키기 위하여 고체연료의 표면적을 증가시킬 필요가 있다. 기존의 하이브리드 엔진에서는 연료 그레인에 다수의 연소포트를 만들어 표면적을 증가시켰으나 이는 비 활용 공간의 증가와 추진제의 질량 및 체적분율의 상당한 감소를 초래한다. 지난 수십년간에 걸쳐 하이브리드 엔진에서 연료의 regression 특성 및 엔진 성능 향상을 위한 연구가 계속되어 왔으며 최근에 엔진의 체적 규제를 경감시키고 연료의 regression율을 향상시키기 위하여 선회유동을 이용하는 하이브리드 로켓 엔진들이 제안되고 있다. 이러한 선회유동을 가지는 하이브리드 로켓은 고체연료 그레인에 대하여 평행하게 유입되는 기존의 하이브리드 로켓에 비하여 고체연료 벽면에서의 대류열전달이 현저하게 증가하게 되어 아주 높은 고체연료의 regression율을 얻을 수 있는 이점이 있다. 선회유동 하이브리드 로켓의 연소과정은 고체 연료의 열분해과정, 대류 열전달, 난류 혼합, 난류와 화학반응의 상호작용, soot의 생성 및 산화과정, soot 입자 및 연소가스에 의한 복사 열전달, 연소장과 음향장의 상호작용 등의 복잡한 물리적 과정을 포함하고 있다. 이러한 물리적 과정 중 난류연소, 고체연료 벽면 근방에서의 대류 열전달 및 연소과정에서 생성되는 soot 입자로부터의 복사 열전달, 그리고 고체연료 열 분해시 표면반응들은 고체연료의 regression율에 큰 영향을 미친다. 특히 고체연료의 난류화염면의 위치와 폭, 그리고 비 예혼합 난류화염장에서 생성되는 soot의 체적분율의 예측은 난류연소모델, 열전달 모델, 그리고 regression율 모델에 의해 크게 영향을 받기 때문에 수치모델의 예측 능력 향상시키기 위하여 이러한 물리적 과정을 정확히 모델링해야 할 필요가 있다. 특히 vortex hybrid rocket내의 난류연소과정은 아래와 같은 Laminar Flamelet Model에 의해 모델링 하였다. 상세 화학반응 과정을 고려한 혼합분율 공간에서의 화염편의 화학종 및 에너지 보존 방정식은 다음과 같다. 화염편 방정식과 혼합분률과 scalar dissipation rate의 관계식을 이용하여 혼합분률과 scalar dissipation rate에 따른 모든 reactive scalar들을 구하게 된다. 이러한 화염편 방정식들을 mixture fraction space에서 이산화시켜서 얻은 비선형 대수방정식은 TWOPNT(Grcar, 1992)로 계산돼 flamelet Library에 저장되게 된다. 저장된 laminar flamelet library를 이용하여 난류화염장의 열역학 상태량 평균치는 presumed PDF approach에 의해 구해진다. 본 연구에서는 강한 선회유동을 가지는 Hybrid Rocket 연소장내의 난류와 화학반응의 상호작용을 분석하기 위하여 Laminar Flamelet Model, 화학평형모델, 그리고 Eddy Dissipation Model을 이용한 수치해석결과를 체계적으로 비교하였다. 또한 Laminar Flamelet Model과 state-of-art 물리모델들을 이용하여 선회 유동을 갖는 하이브리드 로켓 엔진의 연소 및 Soot 생성 및 산화과정을 살펴보았으며 복사 열전달이 고체 연료 표면의 regression율에 미치는 영향도 살펴보았다. 특히 swirl강도, 산화제의 유입위치 그리고 선회유동의 형성방식이 하이브리드 로켓의 연소특성 및 regression rate에 미치는 영향을 상세히 해석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.287-293
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• 2010

본 연구에서는 개방형 로켓엔진시스템의 제어시스템을 구성하기 위한 선행연구로서, 시동특성을 예측하기위해 Simulink 모델을 구성하였다. 구성품별 동특성 모델을 바탕으로 로켓엔진시스템의 예측 프로그램을 구성하였으며, 대상으로 하는 시스템의 천이 작동상태에서의 동특성 변화의 예측과 더불어 그 모델링의 타당성 검증을 위하여 실제 개방형 로켓엔진 상사모델의 수류실험을 통해 실험적으로 측정하여 비교하였다. 또한 Simulink모델이 제어시스템을 구성하기위해 적합한지를 판단하기위해 기 수행된 천이 동특성 예측 프로그램의 결과와 비교하였고 검증하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제21회 추계학술대회 논문집
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• pp.31-34
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• 2003

가압방식 로켓추진기관시스템의 작동점 변화 추적을 위하여 각 추진제 탱크의 압력, 수위 및 비행 가속도로부터 각 추진제질유량, 연소실압력을 계산할 수 있는 직접상사모델을 만들었다. KSR-III의 비행시험결과 예로 분석하였으며, 이 계산모델을 통하여 가압방식 로켓추진시스템의 작동점 변화의 경향성을 파악할 수 있음을 보였다.