• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2003.10a
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• pp.73-77
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• 2003

Stability rating of KSR-III rocket engine is conducted based on stability rating tests in the course of development of KSR-III rocket engine. Rocket engine is approved to have combustion stabilization ability when it can suppress the external perturbation or pressure oscillation with finite amplitude and recover the original stable combustion. Rocket engine in flight nay be perturbed with unexpectedly large amplitude and thus a designer should not only assure combustion stabilization ability of the engine but also quantify the stabilization capacity. For this, several quantitative parameters and their evaluation are introduced. To verify dynamic stability of KSR-III rocket engine, five stability rating tests have been conducted. Based on these test results, such parameters are quantified and thereby, the stabilization capacity of KSR-III rocket engine is evaluated.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.32 no.3
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• pp.95-101
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• 2004

Stability rating of KSR-III rocket engine is conducted based on stability rating tests in the course of development of KSR-III rocket engine. Rocket engine is approved to have combustion stabilization ability when it can suppress the external perturbation or pressure oscillation with finite amplitude and recover the original stable combustion. Rocket engine in flight may be perturbed by unexpectedly large-amplitude pressure oscillation and thus a designer should not only assure combustion stabilization ability of the engine but also quantify the stabilization capacity. For this, principal quantitative parameters and their evaluation are introduced. To verify dynamic stability of KSR-III rocket engine, six stability rating tests have been conducted. Based on these test results, such parameters are quantified and thereby, the stabilization capacity of KSR-III rocket engine is evaluated.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2004.10a
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• pp.235-238
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• 2004

In the present study, the stability of turbopump through the rotor dynamics was analyzed with the location analysis method of the pole of characteristic equation for stability analysis of LRE and the design guideline for turbopump was presented according to design requirements of the LRE.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.32 no.10
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• pp.93-101
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• 2004

A method to calculate stability limits is investigated to predict the characteristics of high-frequency combustion instability in liquid-propellant rocket engine. It is based on the theory of linear stability analysis proposed in previous works and useful to predict combustion stability at the beginning stage of engine development. The system of equations governing reactive flow in combustor has the simplified and linearized forms. The overall equation expressing stability limits is adopted. The procedures to evaluate quantitatively each term included in the equation are proposed. The thermo-chemical properties and flow variables required in the evaluation can be obtained from calculation of thermodynamic equilibrium, CFD results, and experimental test data. Based on the existent data, stability limits are calculated with actual rocket engine (KSR-III rocket engine). The present calculations show the reasonable stability limits in a quantitative manner and the stability characteristics of the engine are discussed. The prediction from linear stability analysis could be serve as the first approximation to the true prediction.

• 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.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.13 no.6
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• pp.34-40
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• 2009

The present study describes the methods and standards for the combustion stability assessment of a thrust chamber and a gas generator as parts of a liquid rocket engine. The first method uses a statistical approach through typical static combustion tests and the second one a dynamic assessment identifying decaying characteristics of pressure fluctuations excited by a pulse generating device. Based on accumulated test results, it is concluded that the maximal values for combustion stability are 3% of a chamber static pressure with a Root-Mean-Square value of pressure fluctuations, and 10 msec with a decay time.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2004.10a
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• pp.239-242
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• 2004

In this paper, the general mathematical model of LRE(Liquid Rocket Engine) is presented. For the analysis about the trend of dynamics and the stability of open type LRE, it is transformed to linear model by Laplace transform and synthesized to the linear complex model of LRE with Matlab/Simulink.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.04a
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• pp.2-2
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• 1999

액체추진제 로켓엔진에서 분사기의 미립화 및 혼합 특성과 그에 따른 연소 특성은 성능과 안정성을 결정하는 중요한 파라미터이며 분사기는 제한된 설계 조건하에서 최대의 열방출율을 발휘하도록 설계되어야 한다. 여기서 연소효율은 연료와 산화제의 혼합특성과 충돌 분무의 미립화의 정도에 의해 결정되므로 충돌 분무 유동성의 혼합, 미립화 특성과 이에 따른 인조성능 특성을 명확하게 밝힘으로써 최대 엔진성능을 위한 설계가 가능하게 된다. 분사기의 설계에는 분사요소형태, 분사공의 형상 및 유동시스템 등이 포함되며 특히 분사요소 형태의 선택에는 추진제, 연소실냉각방법, 연소실 형상, 자동조건 및 엔진의 수명 등이 중요한 제한조건으로 고려된다. 이런 형태의 분사 요소들 중, 충돌형 분사기는 저장성 추진제를 사용하는 중, 저추력의 액체추진제 로켓엔진에 주로 사용된다. 이 분사형태는 미립화 성능이 높지 않고, 분사공 직경 및 운동량비에 따른 혼합성능이 만감하며 blow apart 등에 의한 열부하 혹은 안정성에 대한 문제가 있으나 양호한 혼합효율, 신뢰성과 제작의 용이함으로 인하여 광범위하게 사용된다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.11a
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• pp.39-39
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• 2000

축류 압축기 블레이드(blade)와 베인(vane)이 정하중(static load)에서 충분한 강도를 지니고 있더라도 반복하중이나 교번하중을 받게되면, 그 하중이 작더라도 파괴가 일어날 수 있다. 축류 압축기 블레이드와 베인의 피로파괴(fatigue failure) 현상은 개발 중인 가스터빈엔진 뿐만 아니라 현재 운용중인 엔진에서도 발생할 수 있는 엔진손상의 주요 원인이다. 블레이드나 베인의 동적 안정성 평가는 에어포일(airfoil)의 피로특성과 엔진운용조건에 따라서 발생하는 복잡한 공력가진과의 연관성을 고려하여 수행되어야 하기 때문에, 해석과 구성품 시험을 통하여 우선적으로 강도 평가를 실시하여야 한다.(중략)

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.11a
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• pp.9-9
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• 2000

우주추진기관의 모든 부품은 생산 시 규정된 절차를 거쳐서 작동의 이상유무를 확인하는 시험을 거친다. 우주추진기관은 특별한 경우를 제외하고는 실 비행 상태에서 시험하기가 어렵거나 불편하기 때문에 지상에서 시험을 수행하여 성능 및 안정성 등을 확인하게 된다. 지상연소시험을 수행하기 위해서는 비행용 엔진을 대상으로 엔진 메니폴드에 비행 시와 같은 조건의 추진제가 공급될 수 있게 해줘야 한다. 기존에 시험장이 이미 구축되어 있는 경우 엔진의 운용조건에 맞추어 엔진에 맞게 엔진과 시험설비 연결부분이 수정되게 된다.(중략)