• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.148.1-148.1
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• 2012

로켓 혹은 우주발사체의 주엔진에는 대부분 연료와 산화제를 연소시켜 나오는 에너지를 사용하는 화학로켓이 주종을 이루어 왔다. 이러한 로켓엔진에서 그동안 연료로는 수소계, 탄화수소계, 아민계 등 다양한 화학물질이 사용되어 왔으나, 산화제로는 강한 산화성을 나타내면서 밀도가 높은 몇몇 물질만이 제한적으로 사용되어져 왔으며, 최근에는 주로 액체산소(LOx)와 사산화질소(N2O4)가 사용되고 있다. 그러나 산화제 중 액체산소는 극저온이면서 상대적으로 밀도가 낮고, 사산화질소는 강한 독성을 지니고 있으며 액체로 존재하는 구간이 좁아 연구 목적의 소형발사체를 구현하는 것에는 많은 어려움이 있다. 이러한 이유로 최근 소형발사체 개발분야에서는 상온저장성이면서 친환경적인 과산화수소(H2O2)와 아산화질소(N2O)를 산화제로 활용하는 것에 대한 관심이 고조되고 있으나, 대형 추진기관을 개발하는 연구자들로부터는 액체산소를 사용할 때 보다 엔진 자체의 비추력이 상대적으로 낮다는 이유로 활용이 외면되어 온 것이 사실이다. 본 연구에서는 엔진 자체의 추진성능 보다는 사실상 발사체의 목적이라고 할 수 있는 추진단 속도증분을 성능의 지표로 삼아 평가하였으며, 결과를 통하여 과산화수소와 아산화질소의 높은 밀도가 엔진의 낮은 비추력을 충분히 보상할 수 있음을 보였다. 과산화수소와 아산화질소는 교육/연구용 소형발사체 구성에 충분히 활용가능한 산화제이며, 실제 발사에서 충분한 비행성능을 기대할 수 있는 물질로 평가할 수 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제27권1호
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• pp.27-36
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• 2023

소형로켓엔진에 적용되는 기체-액체 스월 동축형 인젝터의 분무성능을 파악하고자 형상변수와 추진제의 공급조건을 변화시켜 수류시험을 수행하였다. 인젝터의 형상변수인 스월 챔버의 직경 및 수축부의 각이 증가할수록 스월 강도가 증대되어 분무성능이 향상되었다. 또한, 기체-액체의 운동량 플럭스 비가 증가함에 따라 기체 유동이 액적 일부를 분무액막에서 이탈시켜, 분무시트의 중심부에서 gas-droplet mixture core가 형성되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.196-200
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• 2005

단일액체추진제 하이드라진 소형로켓엔진의 이론성능해석을 위한 추진제 연소화합물의 화학평형조성 계산모델이 간략히 제시된다. 성능해석결과는 1 lbf급 추력기의 성능평가 시험결과와 암모니아 몰분율의 관점에서 비교, 분석되고, 노즐팽창비와 추진제 주입압력에 따른 화학평형 조성 및 평균분자량 등이 추가로 제시된다. 이론해석은 단일액체추진제 중 대형급 로켓엔진의 설계변수 도출의 일환으로 시도된다.

• 한국추진공학회지
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• 제24권1호
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• pp.9-16
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• 2020

200 N급 기체메탄/액체산소 소형로켓엔진의 성능시험평가 수행되었다. 산화제 공급압이 증가함에 따라 연소압과 추력이 증가하였으며, 이에 따라 비추력과 특성속도 및 그 효율이 증가하였다. 특성속도는 약 90%의 성능효율로 측정되었다. 시험조건의 연소실 종횡비 변화는 추력성능에 영향을 미치지 않았다. 또한, 시험결과의 신뢰도 확보를 위하여 불확도평가를 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.491-494
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• 2005

본 보고서는 하이브리드 로켓 추진시스템의 실제 비행 가능성에 대한 기초 연구 내용이다. Lab scale 엔진의 실험을 바탕으로 개발된 추력 $50\sim100kgf$ 급 하이브리드 로켓 추진 시스템은 추력 시험과 소형로켓의 실제 비행을 통해 그 성능을 확인할 수 있었다. 본 연구를 통해, 하이브리드 로켓 추진 시스템이 실제 발사체 시스템으로서 유용하게 적용될 수 있음을 확인해 볼 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권4호
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• pp.71-80
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• 2010

한국형발사체(KSLV-II)는 소형위성발사체(KSLV-I)의 후속으로 개발되는 1.5톤급 지구 저궤도 위성 발사체이다. 한국형발사체를 위해 75톤급 액체로켓엔진을 자력 개발할 예정이며, 이 엔진은 선행 연구로 수행된 30톤급 액체엔진 기술에 기반을 두고 있다. 액체로켓엔진 연소기는 높은 연소안정성과 구조적 건전성, 열적 내구성을 요구한다. 본 논문에서는 75톤급 액체로켓엔진 연소기의 설계요구조건과 이를 구현하기 위한 설계 과정에서 해석적 기반을 활용하여 수행한 제반 기술적 검토 사항을 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.349-352
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• 2008

본 연구는 고체 추진제 그레인의 형상 변화에 따른 연소 특성을 고찰 하였다. LRE(액체로켓엔진)는 추진제의 공급량을 조절하여 추력을 변화시킬 수 있지만, SRM(고체로켓모터) 연소기 형상은 단순하지만 연소가 시작되면 추력 제어가 어렵다. 이러한 SRM(고체로켓모터)의 추력 제어의 어려움을 그레인의 크기나 형상의 변화를 통해 부분적으로 해결 할 수 있다. 소형 로켓의 추진제에 적합한 그레인을 설계하고 실험을 통해 검증하였습니다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.141-144
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• 2009

액체로켓엔진 연소실의 연소특성은 인젝터의 성능에 지대한 영향을 받는다. 본 논문은 소형 액체로 켓엔진 인젝터의 분사성능 고찰을 위해 이중모드 위상도플러속도계를 이용하여 분사압력 및 분무의 횡단방향 이동거리 변화에 따라 액적의 속도, Sauter 평균직경, 난류강도와 같은 분무특성 매개변수를 측정한다. 또, Weber 수와 Reynolds 수를 활용하여 인젝터 분무의 미립화 및 난류특성을 규명한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.203-206
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• 2003

추력 250kgf급 소형액체로켓엔진을 대상으로 한 공급시스템을 설계 및 제작하였다. 기존시스템의 분석을 통해 공급시스템 설계시 반영하였으며, 새로운 공급시스템을 통한 엔진의 수류 및 연소시험을 수행하여 공급시스템의 성능을 검증하였다. 이 결과 기존시스템보다 추진제공급이 안정적으로 이루어짐을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제24권1호
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• pp.1-8
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• 2020

메탄/산소 이원추진제 소형로켓엔진의 성능평가를 위한 형상설계 및 시험평가시스템을 구축하였다. 인젝터는 추진제 미립화 성능이 우수하고, 연소불안정성이 적은 스월 동축형(swirl-coaxial) 방식을 채택하였다. 연소효율 비교를 위해 연소실의 종횡비는 1.5, 1.8, 2.1로 각각 설정하였다. 그리고 정밀추력측정장치의 측정 신뢰성을 높이기 위해 pre/post calibration을 실시하였다. 그 결과, 예비 지상연소시험에서 추력과 비추력은 89.2 N, 181.8 s로 78.4%의 효율을 가지고, 특성속도는 84.2%의 효율을 갖는 것이 확인되었다.