• 한국추진공학회지
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• 제6권4호
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• pp.25-35
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• 2002

본 연구에서는 액체로켓의 엔진조건에 부합하는 재생냉각 시스템을 설계하는 방법을 다루었다. 정상상태에서 로켓 추력실에서의 열전달 과정은 연소가스로부터 벽면으로 대류와 복사가 이루어지고, 다시 연소실 벽을 통해 전도된 후 마지막으로 냉각제로 대류열전달 된다. criterial method와 integral method를 이용하여 열전달량을 구하고, 이를 이용하여 냉각채널을 설계하였으며, 러시아 냉각 시스템 설계 코드의 결과와 비교하였다. 복잡한 설계과정을 정형화된 logic을 구현하여 냉각 시스템 설계를 용이하게 하였으며, 설계변수를 변화시켜 얻어진 계산결과를 통하여 각 인자의 영향을 정성적으로 살펴보았다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.892-897
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• 2011

우주발사체 추진기관은 일반적으로 산화제와 연료를 연소실로 공급하여 추진력을 얻게 된다. 개발중에 있는 한국형 발사체(KSLV-II) 2단 엔진의 경우 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 JET-A1이 사용될 예정이다. 터보펌프 공급방식인 2단 엔진의 주요 구성은 연소기와 터보펌프, 엔진공급시스템 등으로 구성되어 있다. 액체 추진 엔진 개발을 위해서는 서브시스템인 연소기 개발이 선행되어야 하고 설계 및 제작된 연소기의 성능 검증은 연소기 연소시험설비(CCTF)에서 수행된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기 연소시험설비에 대한 상세설계가 수행되었으며, 본 설계 결과를 기준으로 AMESim을 사용하여 연료공급시스템에 대한 모델링을 수행하여 연료 공급특성을 해석하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제16권6호
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• pp.92-97
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• 2012

발사체의 추진기관은 일반적으로 산화제와 연료를 연소실로 공급하여 추진력을 얻게 된다. 개발 중에 있는 한국형 발사체(KSLV-II) 2단 엔진의 경우 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 JET-A1이 사용될 예정이다. 터보펌프 공급방식인 2단 엔진의 주요 구성은 연소기와 터보펌프, 엔진공급시스템 등으로 구성되어 있다. 액체 추진 엔진 개발을 위해서는 서브시스템인 연소기 개발이 선행되어야 하고 설계 및 제작된 연소기의 성능 검증은 연소기 연소시험설비(CCTF)에서 수행된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기 연소시험설비에 대한 상세설계가 수행되었으며, 본 설계 결과를 기준으로 AMESim을 사용하여 산화제공급시스템에 대한 모델링을 수행하여 산화제 공급특성을 해석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.502-506
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• 2012

발사체의 추진기관은 일반적으로 산화제와 연료를 연소실로 공급하여 추진력을 얻게 된다. 개발 중에 있는 한국형 발사체(KSLV-II) 2단 엔진의 경우 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 JET-A1이 사용될 예정이다. 터보펌프 공급방식인 2단 엔진의 주요 구성은 연소기와 터보펌프, 엔진공급시스템 등으로 구성되어 있다. 액체 추진 엔진 개발을 위해서는 서브시스템인 연소기 개발이 선행되어야 하고 설계 및 제작된 연소기의 성능 검증은 연소기 연소시험설비(CCTF)에서 수행된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기 연소시험설비에 대한 상세설계가 수행되었으며, 본 설계 결과를 기준으로 AMESim을 사용하여 산화제공급시스템에 대한 모델링을 수행하여 산화제 공급특성을 해석하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제16권4호
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• pp.87-92
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• 2012

우주발사체 추진기관은 일반적으로 산화제와 연료를 연소실로 공급하여 추진력을 얻게 된다. 개발중에 있는 한국형 발사체(KSLV-II) 2단 엔진의 경우 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 JET-A1이 사용될 예정이다. 터보펌프 공급방식인 2단 엔진의 주요 구성은 연소기와 터보펌프, 엔진공급시스템 등으로 구성되어 있다. 액체 추진 엔진 개발을 위해서는 서브시스템인 연소기 개발이 선행되어야 하고 설계 및 제작된 연소기의 성능 검증은 연소기 연소시험설비(CCTF)에서 수행된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기 연소시험설비에 대한 상세설계가 수행되었으며, 본 설계 결과를 기준으로 AMESim을 사용하여 연료공급시스템에 대한 모델링을 수행하여 연료 공급특성을 해석하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제7권1호
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• pp.18-27
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• 2003

KSR-III 발사체를 위하여 개발된 추진기관 공급계와 엔진에 대한 연계시험을 위하여 수직형 시험설비가 구축되었으며, 연소시험이 진행되었다. 수직형으로 장착이 이루어진 시험에서 배플이 없는 엔진은 점화순간 즉시 불안정 연소현상이 발생하였으며, STS 배플과 복합재 배플 엔진의 경우 점화에 의한 불안정 발달이나 연소중 불안정 연소현상은 억제되었다. 배플이 있는 엔진의 경우 정상연소중 비정규적 압력섭동이 일시적으로 발생하였으나, 배플에 의해 음향적 특성을 가지는 불안정 연소로의 발달이 강력히 억제됨을 확인하였다. 이러한 일련의 시험을 통하여 복합재 배플을 가지는 최종 개발형 엔진이 비행용 KSR-III 추진기관시스템으로서 정상운용될 수 있음을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.395-398
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• 2010

감압비등에 의한 미립화는 더 미세한 직경의 액적을 얻을 수 있고, 분무각이 증가하며, 더 좋은 혼합특성을 갖는 다는 점에서 단순 압력식 미립화와 차이가 난다. 감압비등이란 과열된 액체를 포화 압력 이하의 대기 중으로 분사하여 급격한 비등에 의해 이루어지는 미립화이다. 본 연구는 금속 연료를 이용한 추진기관의 산화제인 물 공급기술에 감압비등과정을 이용한 와류분무를 적용시키기 위해 수행됐다. 분열길이와 같은 거시적 특성은 Charge-Couple Device(CCD) 카메라를 이용해 측정하였고, Sauter Mean Diameter(SMD)와 SMD분포와 같은 미시적 특성은 Global Sizing Velocimetry(GSV) 시스템을 이용해 측정했다. 실험은 압력과 온도, 대류 속도를 변화시키며 진행했다.

• 항공우주산업기술동향
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• 제7권2호
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• pp.68-75
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• 2009

통신을 비롯한 각종 수요로 위성에 대한 수요가 급증하고 있는 가운데 미국, 러시아, 유럽, 일본, 중국 등 우주기술 분야 선진국에서는 대형 위성을 원하는 궤도에 올릴 수 있는 발사체 기술을 확보하고 있다. 대형 위성 발사체 추진기관 관련 기술은 장거리 미사일을 등 군사적인 목적으로 이용될 가능성과 첨단 기술 유출의 기피와 같은 문제점으로 기술 도입이 어려운 실정이다. 이를 위해 밸브 국산화 설계 및 시제품 제작을 통한 기술 축적은 추진기관시스템 밸브 국산화에 기여할 것이며 국내 밸브 설계 및 개발 수준 향상에 크게 기여할 것이다. 본 논문에서는 해외에서 개발된 밸브들과 국내에서 개발된 밸브들의 현황을 소개한다. 밸브 개발 기술은 KSLV-II 엔진시스템 및 추진기관의 안정적인 운용에 필요한 엔진 제어 시스템 구성에 기초가 될 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.221-224
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• 2010

최근에 인공위성을 궤도에 올리는데 막대한 비용이 들어가므로, 소형이면서 좀 더 신뢰도가 높은 인공위성이 요구되어 왔다. 추진제의 새로운 바인더(HTPB, GAP)와 산화재(CL20, ADN)의 발명은 로켓의 추력을 다양하게 하는데 많은 기여를 했다. 제조 공정을 획기적으로 변화시키는 낮은 온도에서 녹는 열가소성 추진제는 비용을 상당히 절감시켰다. 인공위성을 궤도에 정확하게 안착시키는데 어려움이 있었던 고체 연료 로켓은 액체추진제를 사용하는 PBS를 상단에 추가 설치함으로 정확도를 증진시켰다. 이 논문에서 또한 선진화된 노즐재료와 연소관에 대해서도 방향을 제시한다.

• 한국추진공학회지
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• 제24권1호
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• pp.64-77
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• 2020

전기모터를 이용하여 액체로켓 엔진의 펌프를 구동하는 추진제 공급 시스템인 전기펌프 사이클은 시스템 구성이 간단하고 공급 유량 및 압력 제어가 용이한 장점이 있다. 본 논문에서는 전기펌프 사이클의 국외 연구 동향을 조사하여 분석하였다. 또한 연구개발 국가, 수행기관, 적용 대상, 엔진 추력, 펌프 압력상승, 모터 동력, 회전수 등을 정리하였다. 그 중 0.445~2.2 kN의 추력 범위를 가지는 상단 추진 시스템에 적용한 국외 연구의 설계 변수들은 국내에서 유사한 전기펌프 사이클 연구 시 활용할 수 있을 것이다.