• Aerospace Engineering and Technology
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• v.2 no.2
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• pp.151-156
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• 2003

Liquid rocket engine system is classified into an engine of pressurization and turbo pump type by the way of fuel fed-supporting system. In the KSR-III sounding rocket, an engine of pressurization type was used, but there was lots of technical problems to be solved for a use as the first stage engine of space launch vehicle. So, an engine of turbo pump type was required to be developed to overcome the technical limitation of liquid rocket engine. In this research, the analysis of propellant of Kerosine-LOX and methane-LOX which are noticed as a future propellant was carried out for the purpose of studying the basic characteristics. And to review the basic characteristics of an engine of turbo pump type, among the sizing variant of the space launch vehicle, the ways of injecting a satellite to a direct orbit and transient orbit were discussed in this paper.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.11a
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• pp.62-65
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• 2011

액체로켓엔진용 극저온 산화제 고압 배관 기술 개발을 위해 시제품을 제작하였다. 기술 개발 시제품은 체결용 플랜지, 직관, 곡관, 벨로우즈, 분기구로 구성하였다. 액체로켓엔진용 극저온 산화제 고압 배관은 터보펌프에서 토출된 고압의 극저온 산화제를 연소기로 공급하는 경로이므로 극저온, 고압의 작동환경에서 구조적 안정성을 가져야 한다. 따라서 본 제작공정 개발에서는 극저온을 고려한 구조해석을 수행하여 적합한 소재를 선정하였으며, 공정개발과 특수공정을 적용하여 시제품을 제작한 후 구조강도 시험을 수행하였다. 본 개발을 통해 액체로켓엔진에 적용되는 극저온 산화재 고압배관을 위한 기술적 기반과 소재 응용기술, 향후 고성능 대형 액체로켓엔진에 적용하기 위한 공정개발을 완료하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2007.11a
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• pp.147-150
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• 2007

In this study, cooling characteristics of combustion gas were investigated by injecting liquid nitrogen into liquid rocket combustion chamber. A injection ring of liquid nitrogen was installed between a combustion chamber and a mixing chamber which was designed for mixing of combustion gas and nitrogen. At first, a ignition test of liquid rocket engine was conducted to verify a stable combustion process and 10 second combustion tests were successfully conducted. The results showed that combustion gas of LRE could be cooled by using liquid nitrogen.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.04a
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• pp.21-21
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• 2000

통상적으로 액체로켓의 노즐은 재생냉각에 의해 고온의 연소가스로부터 보호된다. 그러나 재생냉각의 경우, 시스템에 상당한 투자가 요구되며, 잦은 엔진 결함의 원인을 제공하기도 한다. 최근 들어 액체로켓에 재생냉각을 사용하지 않고, 연소실과 노즐 보호를 위해 삭마재료가 사용되고 있다. 노즐재료에 대한 삭마량과 삭마형상 연구를 위해 500회 이상의 연소실험이 수행되었다. 그러나 연소실험을 통한 삭마특성은 전혀 예측할 수 없는 방향으로 진행되고 있으며, 실험에 사용된 액체로켓의 작동범위가 실제 로켓과 거의 유사하다는 것을 감안한다면, 삭마재질을 로켓에 적용하기 위해서는 상당한 주의가 필요할 것으로 판단된다. 실험변수는 추진제의 공급 순서, 인젝터의 형상, 점화기의 위치, 그리고 액체산소의 공급온도이다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.11 no.1
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• pp.71-84
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• 2007

The review of the liquid propellant rocket engine is presented. The combustion instabilities which were discovered on solid and liquid propellant rocket engines in 1930, have occurred on propulsion devices, such as gas turbine, ramjet, scramjet and rocket, and thus a study on the combustion instability became necessary. However, this problem has not been solved yet. Therefore, we investigated causes and mechanisms of the combustion instability and surveyed the efforts of solving combustion instability in various countries for developing stable liquid propellant rocket engines.

• Proceedings of the Korea Institute of Fire Science and Engineering Conference
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• 2013.04a
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• pp.173-174
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• 2013

액체로켓 시험설비는 다량의 연료를 사용하므로 사고 발생의 가능성이 높다. 또 발생 가능한 폭발/화재 사고는 과도한 폭발과압 및 화염구로 인해 많은 손실을 가져 올 수 있다. 이에 액체로켓엔진 시험설비에서 발생 할 수 있는 사고의 유형 및 손실 정도에 대해서 연구 하였다. 본 문서에서는 액체로켓 시험설비에서 발생 할 수 있는 폭발 및 화재에 적합한 방재 방법에 관한 내용을 담고있다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.11a
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• pp.601-602
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• 2009

대한항공은 2003년 소형위성발사체(KSLV-I) 사업 참여와 함께 2005년부터는 국내 액체로켓엔진 개발관련 한국항공우주연구원 주관의 각종 개발에 참여하고 있다. 본 논문에서는 현재 국내에서 진행중인 75톤급 액체로켓엔진 시스템 선행개발관련 대한항공이 수행하고 있는 분야별 업무의 소개와 함께 대한 항공의 향후 추진 계획을 다루고자 한다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.44 no.4
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• pp.333-342
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• 2016

Liquid rocket propulsion is a system that produces required thrust for satellites and space launch vehicles by using chemical reactions of a liquid fuel and a liquid oxidizer. Monomethylhydrazine/dinitrogen tetroxide, liquid hydrogen/liquid oxygen and RP-1/liquid oxygen are typical combinations of liquid propellants commonly used for the liquid rocket propulsion system. The objective of the present study is to investigate useful design and performance data of liquid rocket engine by conducting a numerical analysis of thermochemical reactions of liquid rocket propellants. For this, final products and chemical compositions of three liquid propellant combinations are calculated using equilibrium constants of major elementary equilibrium reactions when reactants remain in chemical equilibrium state after combustion process. In addition, flame temperature and specific impulse are estimated.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1997.04a
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• pp.13-23
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• 1997

액체 로켓 추진기관의 개발에 가장 큰 장애요인은 연소불안정 현상이다. 연소불안정이 생기는 원인과 연소실내 음향효과에 따른 분류를 행하고 액체 로켓 추진기관 개발에서 발생하였던 연소 불안정 현상을 추진제 종류와 특성에 따라 살펴보았다. 또한 추진기관의 연소 안정성을 보장하기 위한 성능확인 시험과 연소 불안정을 억제하는 능동적, 수동적 방법에 관하여 기술하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.04a
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• pp.30-30
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• 2000

액체로켓엔진의 단일추진제 가스발생기는 연료공급 시스템의 터보펌프를 구동시키기 위한 작동가스 생성을 목적으로 사용된다. 고체추진제 가스발생기와 비교할 경우 작동시간이 보다 길고 연소생성물에 의한 터빈 블레이드의 삭마가 없으며 제어가 용이하므로 초기 액체로켓엔진 개발시부터 사용되어 왔다. 80년대 이후 개발된 액체로켓엔진은 이원추진제 가스발생기 또는 연소가스 FEEDBACK 시스템을 채용하고 있지만 단일추진제 가스발생기는 과산화수소수 또는 하이드라진과 같은 별도의 추진제 공급 시스템을 필요로 하는 단점에도 불구하고 상대적으로 낮은 온도의 무연 작동 가스를 발생하므로 가스발생기 자체를 위한 냉각시스템을 제거 또는 최소화 시켜 간단한 구조로 전체 시스템 설계를 가능하게 하므로 중소형 액체로켓엔진에 사용되고 있다.