• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2002년도 제18회 학술발표대회 논문초록집
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• pp.16-17
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• 2002

재생냉각은 엔진 경량화 및 높은 추력을 발생시킬 수 있으며 엔진이 장시간 작동할 경우에도 추력의 변화가 일어나지 않는 우수성으로 인해, 액체로켓엔진에서 보편적으로 사용되고 있는 냉각방식이며, 고성능 액체로켓엔진 개발에 있어서 핵심기술이다. 일반적으로 재생냉각 방식은 연소기 내벽에 형성된 냉각유로에 연료 또는 산화제를 흘려보내 고온고압의 연소실내에 온도 경계층을 생성시키면서 벽면온도를 적정온도 이내로 유지하는 것이 목적이며, 또한 냉각유로에서의 압력강하가 추진제 공급 시스템의 공급 압력의 한계값을 넘어서지 않도록 하며, 냉각후의 연료 또는 산화제의 열역학적 상태가 엔진 작동 조건에 적합하도록 제어하여야 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권6호
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• pp.126-133
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• 2018

액체로켓엔진은 비행 중에 극심한 진동 환경뿐만 아니라 추진제의 고압, 추력, 극저온 산화제나 고온 연소 가스에 의한 열하중 등의 다양한 정적 하중을 겪는다. 엔진 개발 단계에서는 구조 안정성을 위해 엔진 시스템에 대한 구조 해석과 지상 연소 시험에서 측정된 변형율을 분석이 필요하다. 여기서는 75톤급 엔진의 지상 연소 시험에서 얻어진 변형율 특성을 분석하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권11호
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• pp.1132-1138
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• 2008

가스발생기 후연소 액체로켓엔진의 특징을 설명하고 이를 모사할 수 있는 프로그램을 작성하였다. 프로그램은 Matlab를 사용하여 작성되었으며 GUI환경을 갖추고 있기 때문에 특별히 사용방법을 익히지 않고 바로 사용할 수 있다는 장점을 가지고 있다. 작성된 프로그램의 검증을 위해서 선진국 엔진과 비교하였으며 대부분 1% 이내의 오차로 비교적 실제 엔진과 가깝게 모사할 수 있는 것을 확인하였다. 다만 압력부분에서 많은 오차를 보이고 있는데 이는 실제 엔진보다 공급시스템에 차압이 낮게 주어졌기 때문으로 판단된다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제14권5호
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• pp.73-82
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• 2020

최근 액체로켓엔진 제작을 위해 적층제조 기법이 부상하고 있다. 이 기술은 제작 비용과 시간의 감소와 중량 감소와 같은 성능 증가로 기존의 제작 방법을 혁신할 수 있다. 여기서는 액체로켓엔진 제작과 관련하여 적층제조의 종류, 장단점과 해외 정부 기관의 프로젝트에 관하여 문헌조사를 하였다. 적층제조는 터보펌프나 밸브와 같은 부품이외에도 장점을 극대화할 수 있는 확대 노즐과 재생냉각채널이 있는 연소실에 관하여 보다 많은 기술 개발이 이루어졌으며 이에 관한 내용을 중점적으로 다루었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.608-612
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• 2009

30톤급 액체로켓엔진 연소기 개발 기술을 바탕으로 75톤급 기술검증용 연소기 시제품을 제작하였다. 시제품 제작에서 검증하고자 하였던 일부 기계가공 공정 및 접합 기술들은 75톤급 연소기에서도 동일하게 적용할 수 있음을 확인하였다. 새롭게 설계된 연소기 헤드부는 새로운 공정을 적용하여 제작하였다. 기술검증용 시제품을 통해 확립된 공정 및 기술들은 대형 액체로켓엔진 연소기 제작 기술의 신뢰성을 향상 시킬 것이다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권6호
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• pp.50-58
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• 2014

본 논문에서는 우주발사체용 액체로켓엔진의 건전성 감시 및 관리 기법에 대한 연구 동향을 소개한다. 이를 위하여 미국, 유럽, 러시아와 같은 우주선진국에서 실제 우주발사체용 액체로켓엔진에 연구 및 적용되었던 고장진단 알고리즘을 조사하였다. 특히 최근 우주선진국으로 발돋움하고 있는 중국에서 적용한 기술들을 중심으로 조사하였으며 적용된 사례들을 분석하여 특징들을 나열하였다. 이를 통하여 한국형발사체 KSLV-II 및 그 후의 한국형 달탐사선 발사체 개발사업에 적용하기 위해 고려해야 할 사항에 대하여 토의한다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제10권4호
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• pp.90-97
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• 2016

항공우주연구원은 천리안위성의 임무를 승계하기 위해 2018년과 2019년 발사를 목표로 정지궤도복합위성 2A와 2B를 개발하고 있다. 정지궤도복합위성은 아리안 V 발사체에 의하여 발사되어 전이궤도(Transfer Orbit)에 전입한 후 여러 번의 액체원지점엔진분사를 통하여 표류궤도에 진입한다. 액체원지점엔진의 분사시기, 분사시간, 각 분사간의 간격 등은 위성이 목표하는 표류궤도에 진입할 수 있도록 선정되고 적용된다. 정지궤도복합위성의 경우 표류궤도 진입을 위하여 4회의 액체원지점엔진 분사를 수행할 계획이다. 본 논문에서는 미리 정의된 제한조건을 고려하고 외부 교란력을 고려하여 정지궤도복합위성의 액체원지점엔진 분사계획을 수립하였다. 여기서는 단일계산(Single Shot) 방식과 반복계산에 의한 최적화 기법, 두 가지 접근을 고려하였다. 최적의 해를 얻기 위해 Focusleop이라고 하는 발사초기임무해석 도구를 적용하였다.

• 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.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.89-89
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• 2003

로켓엔진의 연소에 필요한 추진제를 안정적으로 공급하기 위한 추진제 공급시스템의 주요 구성과 설계 주요 인자를 정리하였다 공급시스템은 추진제 주입/배출 장치, 추진제탱크 가압 및 배기 장치, 추진제 공급 주/분기 배관, 극저온 산화제 온도 유지 장치 등으로 구성되어 있다. 주요 설계 제한 조건으로는 터보 펌프 입구에서의 추진제 압력 및 온도, 필요 추진제 공급 유량 및 온도 그리고 추진제 충진 및 비상 배출 허용 시간 등이며 이는 각 로켓의 해당 임무에 따라 적절히 결정된다. 발사체로부터 할당된 중량값 이내에서 고신뢰도의 작동성, 안정성이 보장되는 시스템을 설계하여야 하며 초기 설계 단계에서 개발 및 수급 가능성을 동시에 고려하여야 할 것이다. 또한 고추력 생성을 위해 엔진 클러스터링이 수행되어야 할 경우 각 엔진으로의 균등한 추진제 배분 공급이 설계의 중요한 요구 조건이 된다. 이러한 공급시스템의 개념은 액체산소와 케로신 조합의 액체 로켓인 100kg급 소형 위성 발사체(KSLV-Ⅰ)에 적용될 예정이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제15회 학술강연회논문초록집
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• pp.4-4
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• 2000

KSR-III 과학로켓 개발사업의 한 분야인 추진기관 연구에 있어 가장 중심이 되는 것은 제작된 연소실의 시험/검증이라고 할 수 있다. 여러 단계의 시험 가운데에서도 엔진의 특성을 제 1차 적으로 파악하고, 시험 대상물인 엔진을 스탠드에 장착하여 시험이 가능토록 하기 위해서 모사 추진제(물) 혹은 실제 추진제를 사용하여 수력학적 특성을 알아내는 것은 매우 중요하다. 이를 위해 engineering model 엔진(이하 EM)에 대하여 액체 산소 배관은 액체 산소를, 스탠드 사정상 케로신 배관은 액체 질소를 사용한 비연소 시험을 수행하였으며, 이러한 일련의 비연소 시험을 통해 산화제 및 연료 매니폴드 각각에 대한 차압과 매니폴드를 채우는 시간을 측정하여 점화 사이클을 정의할 수 있었다.(중략)