• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.32 no.5
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• pp.109-115
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• 2004

A 1-D system design program has been developed for the preliminary design of the turbopump system in liquid rocket engines, which use LOx and kerosene as propellants. Gasgenerator cycle and staged combustion cycle were considered as turbopump type liquid rocket engine systems. In the system analysis, mass flow balance, thrust, specific impulse, mixture ratios, turbopump power, and turbine expansion ratio of engine system were analyzed. Results show that most of the parameters agree well with real engine parameters except gasgenerator. Therefore, the l-D system design program developed in this study can be used to derive the preliminary design parameters of a turbopump with any thrust level liquid rocket engine.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2008.11a
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• pp.31-35
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• 2008

This test cell is developed to provide the fundamentals of operational mechanism and structural configuration, and further to verify thermodynamic calculation with this test data to the institutes or laboratories research and study gas turbine engine for academic purpose. The test cell is installed to monitor and collect real-time data as to temperature, pressure, thrust, fuel flow, and air flow etc. using by NI DAQ(Data acquisition)device and LabVIEW program based on 30lbf-micro turbojet engine.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2012.05a
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• pp.46-51
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• 2012

This study aims to develop the performance analysis program on the staged combustion cycle of the liquid rocket engine using liquid oxygen(LOx) as oxidizer, liquid hydrogen(LH2) and RP-1 as fuel. The developed analysis program can obtain the propellant mass flow rate, the specific impulse, and representative design values of engine components for the required thrust satisfying pressure, mass flow, and energy balance conditions. The analysis results show that the the specific impulses (Isp) compared to those of the real engines have been less than 1%. With additional constraints, the program will be improved for the system optimization.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.4 no.1
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• pp.49-56
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• 2005

Hot firing performance test of hydrazine decomposition catalyst used for monopropellant thruster of the satellite and the launch vehicle was performed. Test equipment for catalyst test was developed in collaboration with Hanwha Corp., reaction delay time, catalyst activity and granule stability of the catalyst firing performance were measured and analyzed with the equipment. In addition, the current development of prototype catalyst is introduced.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.30 no.4
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• pp.84-91
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• 2002

Thrust vector characteristics of jet vanes installed in a shroud are very unique and much more complicated than those of the jet vane acting without any shroud by the fact of additional physical phenomena. The fluid dynamic interferences induced by jet vanes and shroud as well as jet vane's aerodynamic performance are investigated to characterize thrust vector control by semi-empirical model, three dimensional numerical analysis including real complex geometry, and ground firing test of real motors.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2007.11a
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• pp.45-48
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• 2007

Vacuum facility is required for high altitude space environment test to develop small thruster. We, at Chungnam National University, developed vacuum test facility up to $10^{-5}$ torr to simulate 100${\sim}$120 km altitude environment. In this paper, we present some preliminary performance test results.

• Proceedings of the KIEE Conference
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• 2002.11d
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• pp.30-32
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• 2002

선형동기전동기는 고추력, 고정밀 운전을 요하는 시스템에 많이 사용되고 있는데, 추력 증가에 따른 추력 리플의 증가는 고정밀 위치제어에 어려움을 주기도 한다. 철심형 선형동기전동기에서는 자석 배열과 철심 치형상의 상호 관계에 의해 발생하는 디텐트력의 영향이 매우 크므로 이를 저감하기 위한 철심 구조의 설계가 필요하다. 본 논문에서는 실제 제작성을 고려하여 치와 철심부의 챔퍼링, 길이 변경, 자석 배열의 스큐 적용 등을 통해 선형동기전동기의 디텐트력을 저감하기위한 설계법을 제시하고 그 효과를 시험기의 제작 및 실험을 통해 증명하였다.

• Tribology and Lubricants
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• v.13 no.3
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• pp.1-9
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• 1997

인류가 지구상에 존재하기 이전에도 바다 속에는 오징어와 같이 자신의 힘만으로 분사 추진을 하여 움직이는 생물이 존재하였음에도 불구하고 인류는 이러한 반작용 원리를 이용한 항공용 가스터빈 엔진을 고안하는데 1900년 이상의 세월을 보내야 하였으며, 이 긴 세월 동안 많은 장치들이 고안되었다. 그러나, 실제로 이러한 원리를 사용한 현재와 같은 가스터빈 엔진의 개발은 1940년대 중반에야 가능하게 되었다. 이후 소형이면서 높은 추력을 발생시키기 위하여 많은 노력이 이루어져 왔으며, 이를 위하여 가스터빈 엔진의 주축 베어링, gearbox, seal 및 윤활 시스템 등은 더욱 큰 부담을 가질 수 밖에 없었다. 따라서, 이러한 어려움을 해결하고 보다 높은 추력을 발생시키는 가스터빈을 개발하는데 트라이볼로지의 역할이 중요하다고 할 수 있다. 가스터빈에서의 트라이볼로지의 적용 분야는 main-shift bearing, lubrication system, gearbox 및 seal등을 들 수 있으나, bearing과 lubrication을 중심으로 기술하고자 한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2004.10a
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• pp.292-295
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• 2004

Firing performance test of hydrazine decomposition catalyst which is used in mono-propellant thruster of satellite and launcher was peformed. Equipment for catalyst test was developed and with this equipment reaction delay time, catalyst activity, granule stability of the catalyst firing performance was measured and analyzed.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.11a
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• pp.35-35
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• 2000

추력 편향제어(Thrust Vector Control)는 위성 발사체나 대륙간 탄도 미사일과 같이 공기가 희박한 고 고도에서의 비행자세 제어와 궤도수정, 지대공이나 함대공 유도탄처럼 발사 직후 저속에서 임의의 방향으로 급선회해야 할 경우에 노즐의 배출가스 방향을 직접 조절하여 모멘트를 발생시키는 제어방식을 말한다. 이 방식 중 널리 사용되고 있는 제트 베인 추력 편향제어방식은 베인이 직접 고온, 고속의 가스 흐름내에서 작용하기 때문에 재료는 내열성과 제트 베인 주위에 형성되는 유동 특성, 그리고 베인간의 유동 간섭이 중요한 인자이다. 그러므로, 제트 베인의 실용화는 수치해석에 의존하던 개발 초기나 중기의 설계 단계에서 벗어나 실제 크기나 축소모델의 유동 모사 시험에 의해 성능이 검증되어야 한다.(중략)