• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2012.05a
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• pp.11-15
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• 2012

A rotordynamic analysis is performed for a 7 ton class turbopump applied to the third stage LRE(Liquid Rocket Engine) of the KSLV(Korea Space Launch Vehicle). Based on the heritage of the developed experimental 30 ton class turbopump and developing 75 ton class turbopump for the KSLV first and second stage LRE, the 7 ton class turbopump is designed as an one-axis rotor turbopump. Two rotor systems comprised of one oxidizer pump assembly and the other fuel pump-turbine assembly are connected each other using a spline shaft and operating at a design speed. Through the rotordynamic analysis, it is investigated that the turbopump acquires sufficient separate margin of critical speed as a sub-critical rotor.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2012.05a
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• pp.479-483
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• 2012

This paper describes the development status of rocket engine test facility for the performance evaluation of liquid rocket engine of KSLV-II 1st stage. Design specification and composition of rocket engine test facility are suggested based on the design requirements. The results of the basic design of rocket engine test facility will be used as base data for the detail design and construction of rocket engine ground test facility of KSLV-II 75tonf liquid rocket engine.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 2003.12a
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• pp.125-130
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• 2003

본 논문에서는 액체로켓엔진에서 터보펌프의 160kW급 터빈을 구동하고, 액체산소와 케로신을 추진제로 사용하는 가스발생기의 설계점 연소성능시험 결과에 대해 논의하였다. 충돌형 F-O-F 인젝터, 물냉각 채널을 가진 연소실, torch ignitor, turbulence ring 그리고 측정 링을 갖는 가스발생기에 대해 기술하였고, 점화, 연소, 종료 등의 시험 cyclogram에 대해 언급하였다. 설계점에서의 연소시험 및 turbulence ring 장착여부, 연소실 길이 변화에 따른 연소시험의 결과들에 대해 기술하였다. 연소시험 결과 가스발생기는 설계점에서 안정된 작동성을 보여주었고, 연소압력 및 온도 등의 성능이 예측치에 근접하는 결과를 보여 주었다. Turbulence ring은 출구에서의 가스온도를 균일하게 분포시켜 효과적인 혼합 장치임을 보여 주었고, 4-6msec 정도에서의 잔류시간에서는 연소효율의 차이가 크지 않음을 알 수 있었다. 가스발생기 출구에서의 온도는 공급되는 추진제의 O/F ratio에 따라 매우 민감하게 반응함을 알 수 있었다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.10a
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• pp.8-8
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• 1999

로켓 엔진 설계는 연소 과정 동안에 발생하는 모든 복잡한 현상을 고려하여 이루어져야하지만 이러한 물리적 변수들을 만족시키면서 설계를 하는 것은 불가능하기 때문에 최근 수치 해석의 발달로 내부 연소 과정에 대환 체계적 접근이 활발히 진행되고는 있으나 아직은 경험과 직관에 따라 각 변수의 중요성을 판단하고 있다고 해도 과언은 아니다. 최근 RP-1과 액체 산소를 추진제로 하는 연소실 압력 200psi, 최대 추력 2.8$\times$$10^{5}$lbf의 액체 엔진 개발을 목표로 본 연구팀은 분사기용 소형 엔진(연소실 압력 200psi, 추력 350lbf) 실험을 시점으로 단계적으로 추력을 증가시키면서 단열재의 삭마 실험과 연소 불안정성을 위한 실험을 준비하고 있다. 첫걸음으로서 135$^{\circ}C$로 FOOF형의 비동류형(unlike) 충돌 제트로 구성되는 3개의 인젝터가 배열된 분사기 시험용 엔진에 관한 실험을 수행 중에 있으나 상대적으로 매우 간단한 엔진임에도 불구하고 실험적으로 내부 연소 과정을 정확히 이해하는 것도 현재로서는 여전히 용이하지 않다.다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.42 no.5
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• pp.437-443
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• 2014

Engine is one of the most important parts in a rocket for completing its mission successfully. In this paper, we provide a methodology for estimating reliability and development cost of a liquid rocket engine newly developed. To estimate reliability, a baseline engine is selected considering factors whose effects on reliability are unquantifiable. Then reliability of a baseline engine is adjusted to reflect the effect of factors that can be modeled quantitatively. Using the previous Transcost engine cost expressed in terms of mass and the number of hot firing tests, the engine development cost is reexpressed in reliability and thrust requirements. Finally, a numerical example is given to illustrate the application of the methodology to a turbopump rocket engine using staged combustion cycle with LOX/LH2 propellant.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2006.11a
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• pp.191-195
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• 2006

It is definitely required to control dispersion of the rocket engine performance in order to accomplish the mission of a launch vehicle successfully. A performance dispersion analysis was conducted for a gas generator cycle liquid rocket engine and the required pressure drops were estimated for engine tunning. As a result, the vacuum thrust dispersion of the engine was from +9.1% to -8.7% and the mixture ratio deviated from +9.7% to -9.6% from the nominal value due to the errors of components and the engine inlet condition of propellants. The required pressure drop in the LOx line to the combustor is higher than in the fuel line for same mixture ratio change.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2002.04a
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• pp.4-5
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• 2002

로켓 엔진의 개발에 있어 성능과 수명(life time)에 가장 문제가 되는 것은 연소 안정성에 있다. 일반적으로 연소 불안정을 야기시키는 것은 3가지로서 축방향(longitudinal), 반경방향(radial)과 접선방향(longitudinal) 모드(mode)가 있다. 이와 같은 모드를 제어하는 방법에는 수동적 제어방법으로 음향공(acoustic cavity)과 배플(baffle)이 있으며, 음향공은 모드에 관계없이 특정한 주파수에 맞추어 체적을 조절하여 음향파(acoustic wave)를 감쇄시키는 것이고 배플은 주파수에 관계없이 접선방향 모드를 제어하는 것이 기본 목적이나 허브(hub)를 설치하여 반경방향 모드까지 제어할 수 있다. 음향공은 엔진의 성능 또는 연소장에는 영향을 주지 않고 작동하는 반면, 배플은 초기 엔진설계를 할 때 고려하지 않으면 후에 배플을 장착하였을 때는 초기 설계의 제한 때문에 장착의 어려움과 성능 및 연소장에 영향을 미쳐 원하지 않는 엔진의 시험 결과를 야기할 수 있다. 본 연구에서는 KSR-III와 동일한 조건의 연소기에서 다양한 배플을 장착하였을 경우에 대하여 성능과 연소장에 대하여 예측하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.05a
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• pp.33-36
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• 2009

This study suggests manufacturing and cleaning the feeding system of hydrogen peroxide to use oxidizer of liquid rocket. We established the process of cleaning and passivation in order to minimize the pollution of Hydrogen Peroxide feeding system. And, we verified stability of the manufactured feeding system by leak test & hot test.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• v.y2005m4
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• pp.265-268
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• 2005

A series of ignition tests had been conducted for a thrust chamber propelled by Jet A-1 and liquid oxygen with a chamber pressure of 52.5 bara and a thrust of 30 tonf. The chamber ignited by a hypergolic fluid, TEAL, keeps its first constant pressure low at $63\%$ of the design value by $61\%$ of a liquid oxygen mass flow rate and $67\%$ of fuel for 0.25 sec. The operating O/F ratio of the chamber was kept at lower values than that of the design operating condition throughout the whole ignition procedure. Surge of the chamber pressure is below $6\%$ of the design value.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.6 no.1
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• pp.181-189
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• 2007

The technical requirements to the propellant of rocket engine using chemical energy are developed from the point of its performance, design and the exploration. The propellant, i.e. to get higher energy, to increase the cooling effect, and to be used in safety and comfort should be made. So from these aspect the technical requirements were written by the factors of physical chemistry. And the propellant combination used recently in Launch vehicles is liquid Oxygen and Kerosene, the main characteristics of this Kerosene as a fuel were reviewed. The toxicity and the safety of Kerosene, in specially, require the attention of the users. Also, it would be used in the development of Korean Kerosene by the comparative review of the several Kerosenes in Abroad.