• 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.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.04a
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• pp.5-5
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• 1999

액체추진 로켓엔진의 개발과정에서 고주파 연소불안정은 엔진의 비행 안정성 및 성능의 보장을 위해 반드시 고려해야 하는 중요한 인자이다. 특히 액체추진 로켓엔진에 사용되는 다양한 추진제 조합 중 LOX/RP-1은 그 성능, 가용성, 경제성 등의 측면에서 우수한 추진제이지만 F-1 엔진의 개발과정에서와 같이 여타 추진제 조합에 비해 고주파 연소불안정 특성이 강하게 나타난다. 액체추진 로켓엔진의 음향불안정 특성 예측을 위해 다양한 방법이 제시되어 왔다. 그 중 n-$\tau$ 2 매개변수 법은 연소불안정 특성 예측에 실험적 고찰을 통한 간단한 연소모델을 포함하는 것으로 신속한 결과를 얻을 수 있다는 장점 때문에 엔진의 예비설계 및 본 설계과정에서 인정성 측면의 분석을 위해 널리 사용되고 있고 기존의 엔진 개발과정을 통해 그 신뢰성이 검증되어 왔다.

• 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.

• 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.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2003.10a
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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.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.8 no.3
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• pp.75-86
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• 2004

KSR-III is the first Korean sounding rocket propelled by a liquid propellant propulsion system and it has been developed over 5 years using purely domestic technologies. The propulsion system of KSR-III is a 13-ton class see-level thrust liquid rocket engine(LRE) which utilizes liquid oxygen and kerosene for its propellants and employed pressurized propellant feeding and ablative cooling system. The problem of combustion instabilities which has brought the most difficulty in the development was resolved by implementation of a baffle. Through the development of KSR-III LRE, meaningful achievements have been made in the core technologies of LRE such as design of injectors and combustion chambers and test, evaluation, and control of combustion instabilities. The acquired technologies will be applied to the development of higher performance LREs necessary for future space development programs such as Korean Small Launch Vehicles(KSLV) In this paper, the development of KRE-III LRE system is described including its design, analyses. performance tests and evaluation.

• 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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• 2006.05a
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• pp.181-184
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• 2006

We successfully completed the development test for a 10-ton thrust liquid rocket engine using LOX+LNG (Liquefied Natural Gas, or Methane) with a high performance turbopump system. Resulting from the success of the regenerative-cooling capability using LNG, high pressure-generating capability and gas-generating performance, etc, methane engine with the product name CHASE-10 will be commercialized in the near future.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.34 no.2
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• pp.106-111
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• 2006

Combustion test facility for liquid rocket engine using kerosene and liquid oxygen has been developed for the purpose of cooling and performance study. Test engine of thrust under 1.0 KN can be evaluated, and the real combustion test ensures a good operation of the combustion test facility. Combustion test facility will be modified to supply natural gas and liquefied natural gas as fuel and to give a regenerative cooling test.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.05a
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• pp.181-189
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• 2010

개방형 액체로켓엔진 시스템에 대한 동특성 예측 프로그램을 작성하였다. 이 프로그램을 통해 얻은 펌프 시동 시 시간에 따른 압력 및 유량 변화 결과를 수류실험장치를 구축하여 실험적으로 검증하였다. 수류실험장치는 실제 액체로켓엔진 추진제 공급 계통에서 구성품의 형태와 배치위치, 가스발생기와 주연소실로 분기되는 유량비를 기준으로 모사되었다. 측정 시 관로가 채워진 상태에서 펌프를 시동하였으며 펌프는 전동기로 구동된다. 동특성 예측 프로그램의 작성을 위해 구성품별 동특성 모델링을 수행하고 엔진 시스템을 기준으로 각 모델링을 순차적으로 통합하였다. 구성품의 동특성 파라미터를 측정 반영하였고 압력 밸런싱을 통해 수렴 조건이 결정된다. 수렴된 밀도와 유량을 가지고 다음 시간에서의 초기 입력 값으로 대체하여 계산을 수행하였다. 천이 작동 상태에서 엔진 시스템 내의 물리량 변화를 전산 예측과 더불어 실험적으로 측정하고 비교하였다.