• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.23-26
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• 2009

수소의 일반적인 특성과 온도 변화에 따른 ortho-수소와 para-수소의 비율에 대하여 살펴보았다. 수소의 독특한 특성인 넓은 연소 영역, 낮은 점화 에너지, 낮은 최대역전온도 및 수소 취성을 소개하였다. 예냉과 팽창 엔진을 사용하는 액체 수소 제조 방법과 촉매를 이용한 ortho-para 변환을 살펴보았으며, 액체로켓 추진제로서의 특성과 고려해야 할 사항들을 검토하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1999년도 제13회 학술강연논문집
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• pp.2-2
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• 1999

본 연구에서는 액체 로켓용 추진제 분사기로 많이 활용되는 충돌형 분사기중에서 2중 충돌(F-O-O-F)형 분사기에 대한 미립화 특성을 파악하였다. 액적의 크기를 측정하기 위하여 위상/도플러 입자분석기를 사용하였으며, 모의 추진제로 물을 사용하였다. 모의 추진제의 운동량비와 압력 강하량 변화에 따른 2중 충돌(F-O-O-F)형 분사기의 미립화 특성과 크기분포에 대하여 고찰하였다. 분사기 면으로부터 100mm 떨어진 단면에서 산화제/연료의 운동량비가 MR=1.19에서 MR=6.48까지 증가함에 따라 액적크기(SMD)는 감소하였으며, 액적크기(SMD)가 운동량비(MR)에 대하여 SMD= 193.480+15.687MR-5.036M$R^2$+0.415MR$^3$와 같은 관계식에 근사되었다 또한, 연료와 산화제의 압력강하량이 증가할수록 액적크기(SMD)가 감소하였다. 충돌 분무유동장의 액적크기 분포는 Rosin-Rammler 분포함수와 Upper-limit분포함수 모두에 대하여 잘 일치하고 있다. 본 연구의 결과는 액체 로켓용 충돌형 분사기의 초기 설계단계에서 유용하게 사용될 수 있을 것이다.

• 항공우주
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• 제79권
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• pp.34-35
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• 2002

• 한국추진공학회지
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• 제12권4호
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• pp.33-41
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• 2008

외부로부터 일정한 열유속을 받으면서 발사대기 중인 액체추진 로켓의 극저온 산화제 탱크 내 열적거동에 대하여 열역학 방정식과 열 및 물질 전달 관계식을 이용하여 수치적으로 해석하였다. 발사대기 단계는 헬륨가스에 의한 가압과정을 포함하여 이상적인 다섯 단계로 구성된다고 하였다. 얼리지 기체영역의 해석에는 Peng-Robinson 상태방정식을 사용하였고, 액체 영역은 열적 성층화를 고려할 수 있도록 균일한 성질을 갖는 여러 개의 수평층으로 나누어 해석하였다. 전형적인 경우에 대한 계산 결과에 의하면 액체산화제의 온도상승은 1K 미만이고 액체에 녹아드는 헬륨의 양은 10g 정도였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.151-154
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• 2005

본 연구를 통해 액체 로켓 추진기관의 안전한 시험을 수행하는데 있어 발생할 수 있는 문제점들에 대한 연구를 수행 하였다. 특히 산소시스템 내부에 축적되는 오염물질과 그것들의 시스템 내부 이동에 관하여 심도 있는 연구를 하였다. 추진기관의 산화제 누출로 일어날 수 있는 사고의 확률을 감소시키기 위한 시스템 운영에 대한 몇 가지 방법들을 연구하였고, LOX 내에 오염물질의 축적으로 인한 사고 감소 방법에 대한 연구를 수행하였다. 본 연구를 통해 얻은 method의 일반적인 원리는 추진기관 시험설비의 산소시스템에 적용할 수 있을 뿐 아니라, 기타 추진제에도 적용할 수 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1995년도 제5회 학술강연회논문집
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• pp.49-55
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• 1995

이원 액체추진제를 사용하는 인공위성용 로켓 추진기관의 개발을 위한 핵심부품별 개념 및 상세설계, 성능해석, 성능실험용 시작품의 제작, 수류 성능실험 및 지상 연소시험이 수행되었다. 인공위성 궤도조종용 로켓 추진기관은 1.38MPa의 연소실 압력으로 4초동안 1780N(400$Ib_f$)의 평균추력을 내도록 설계되었으며, 산화제로는 질산, 연료로는 트리 에틸렌 아민(triethylene amine, TEA)과 자이리딘(xylidine)의 혼합물로 구성된 접촉발화형 이원 액체추진제를 사용하고, 추진제를 가압방식에 의해 연소실에 분사하는 방법으로 분사충돌, 미립화, 그리고 기화 후 연소시키게 된다. 효율적인 설계를 위하여 설계전용 소프트웨어를 개발하였으며, 추진기관의 핵심부품별로 유동 시뮬레이션을 수행하고, 해석결과와 수류 실험결과를 바탕으로 설계를 수정, 보완하였다. 지상 연소시험 및 수류 성능실험을 위하여 추진제 공급장치 및 계측 시스템이 설계, 제작되었고, 시스템의 작동 및 자료처리를 위한 소프트웨어를 개발하여 수류 성능실험 및 지상 연소시험에 사용하였으며, 연소시험결과 지상 평균추력 378$Ib_f$를 발생하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제23권3호
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• pp.112-118
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• 2019

수중운용 체계를 위한 로켓추진기관 개발에 대해 기술하였다. 추력조절이 가능한 LP(Liquid Propellant rocket)형 추진기관 및 HR(Hybrid Rocket)형 추진기관을 선정하여 시스템으로의 적용 가능성을 확인하였다. 축소형 액체로켓연소기 및 이동형 시험대를 개발하여 적용 가능성을 검토하였으며, 수상체계 적용을 위한 추력 1.5톤급 및 추력 1.8톤급 하이브리드 로켓 추진기관을 개발하였다. 시험결과 1.8-톤급 하이브리드 로켓이 수상운용을 위한 추진기관 요구 성능 및 수중 주행 안정성 목표를 성공적으로 달성하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제11권2호
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• pp.54-61
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• 2007

액체로켓추진시스템에서 추진제 가압시스템은 추진제가 저장되어 있는 탱크의 얼리지 공간에 가압제인 가스를 제어된 압력으로 공급하는 것이다. 이러한 추진제 가압시스템의 가장 중요한 설계변수는 가압제를 저장하고 있는 탱크에서 토출되는 가압제의 온도이며, 기체상태인 가압제의 밀도는 토출되는 가압제의 온도에 따라 민감하게 변한다. 일반적으로 고추력을 요구하는 극저온 추진제가 적용되는 추진기관에서는 가압제를 고밀도 고압으로 저장하여 가압제 탱크의 무게를 줄이기 위하여 가압제 저장탱크를 극저온 추진제 탱크 내부에 설치하는 극저온 저장 가압시스템을 사용한다. 본 연구에서는 가압제가 가압제 저장탱크에서 토출 될 때 강하되는 온도 변화를 실험 및 해석을 통하여 고찰하였다. 본 연구에 적용된 유체는 외부유체로 공기와 액체산소 그리고 가압제로 $GN_2$와 GHe를 각각 사용하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.147-150
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• 2007

본 연구에서는 액체로켓엔진의 연소 가스에 액체 질소를 혼합하여 연소 가스의 냉각 특성을 알아보고자 하였다. 이를 위해 기존에 사용되던 액체로켓 연소실 후단에 액체 질소 분사용 분사기를 설계/제작하여 장착하였으며, 두 가스의 혼합 가스의 안정화를 위한 연소실과 노즐을 질소 분사링 뒤에 장착하였다. 액체질소 분사에 의한 상류 점화/연소 상태의 영향을 살펴보기 위한 시험이 먼저 수행되었으며, 이후 10초 연소 실험을 성공적으로 수행하였다. 따라서 기존의 액체로켓엔진에 액체질소를 분사함으로써, 연소 가스의 온도를 저하시킬 수 있음을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제15권5호
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• pp.89-95
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• 2011

2021년 발사를 목표로 개발이 진행 중인 한국형 발사체는 1.5톤 급의 실용 위성을 지구 저궤도에 올릴 수 있는 3단형 로켓으로 각 단별로 독자적으로 개발된 액체 추진기관 시스템을 적용하게 될 계획이다. 새로운 액체 추진기관의 개발 수준을 평가하기 위해서는 적절한 시험 설비에서 수행되는 시스템 종합시험이 반드시 필요하다. 본 논문에서는 한국형 발사체의 개발을 위한 추진기관 시스템의 개발 인증을 위해 추진기관 시스템의 개발 단계별로 요구되는 시험의 종류와 반드시 확인해야 할 변수들을 검토하고 전체 시스템의 신뢰도 만족을 위해 적절한 시험의 횟수 및 시험 시간을 결정하는 내용을 정리하였다.