• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.14 no.3
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• pp.52-60
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• 2010

Combustion stability tests of 30 $ton_f$-class LRE thrust chamber with double swirl coaxial injector were carried out in domestic ground combustion test facility by means of artificial perturbation method. In these tests, thrust chambers with varying design factors like recess number of injector, baffle length, types of film cooling and chamber diameter were used and test results showed that these design factors are closely related with high frequency combustion stability. By using the oscillation decrement instead of the decay time in the combustion stability analysis of artificially perturbed LRE thrust chamber, it was confirmed that increment of damping factor results in the improvement of high frequency combustion stability of LRE thrust chamber.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.8 no.1
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• pp.85-97
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• 2004

The advanced technology of jet engine combustor such as high temperature composite materials is being developed to enhance the life of turbine and to minimize pollutants emission in foreign countries. The domestic development status of combustor for jet engine are only limited to the basic technology of small engine combustor. The development program of combustor are required to improve current technology.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.61-64
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• 2017

The gas-generator open cycle is adapted for liquid rocket engine of Korea Space Launch Vehicle-II. The combustion instability can interfere with combustion performance and cause a noise and vibration or carry the potential for serious damage. This study introduces the experience cases of combustion instability in development of the gas generator for liquid rocket engine.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.10a
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• pp.4-4
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• 1999

압축가스를 이용하여 추진제를 액체 로켓 엔진에 공급하는 경우, 공급압력은 정상 연소상태의 연소압을 기준으로 하여 설계한다. 그러나 연소초기의 연소실 압력은 대기압 상태이므로 과도한 유량이 공급되어 이로 인해 hard-start 가 발생하며, 최악의 경우 엔진의 파손을 가져온다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2004.03a
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• pp.198-204
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• 2004

Using liquefied natural gas as a fuel, water, natural gas and liquefied natural gas-cooled firing tests were conducted. With the viewpoint of characteristic velocity, and specific impulse, the effect of OF mixture ratio and fuel inlet temperature into a combustion chamber were analyzed. OF mixture ratio and fuel inlet temperature into a combustion chamber have great influence on the performance. Characteristic velocity and theoretical specific impulse attain the maximum value at 0.72~0.75 and 0.75 of OF mixture ratio, respectively. Engine performance has a tendency to increase, proportional to fuel inlet temperature into a combustion chamber affected by the regenerative cooling.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 2012.04a
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• pp.745-745
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• 2012

원자력발전소에서 비상디젤발전기는 노심의 안전성을 지키는 매우 중요한 역할을 담당하고 있다. 이를 위해 디젤발전기는 신뢰성능 높게 유지하도록 규제요건이 마련되어 있다. 디젤발전기의 엔진 상태를 주기적으로 감시하고 평가하기 위해서는 엔진 상태 신호 분석 기술이 필요하다. 엔진 상태 신호 분석에는 연소분석과 진동 및 초음파 측정 및 분석기술이 중요한 비중을 차지한다. 연소 분석은 디젤 엔진의 개별 실린더에 대한 연소 성능에 대한 정보를 제공한다. 진동 및 초음파 분석은 이벤트 타이밍과 기계적 상태에 대한 정보를 알려준다. 이들 신호는 정상적인 부하로 운전하는 디젤엔진의 가동에 영향을 미치지 않고 수집할 수 있다. 엔진 상태 신호 분석을 이용하는 주요 동기는 전통적으로 장비 제작자의 권고에 따라 수행되는 분해-검사 유지 보수 프로그램을 일부 대체하고 예측정비를 통해 신뢰도를 유지하기 위함이다. 상태 진단정비는 엔진 상태 신호분석을 주로 이용하여 엔진의 신뢰도와 이용률을 증가시킬 수 있다. 본 논문에서는 국내외서 경험한 엔진상태신호 측정 및 분석 사례를 기술하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2008.05a
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• pp.159-162
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• 2008

In this study, various cycles of liquid rocket engines were surveyed and specifically gas generator after burning cycle was investigated for upper stage motors. The engines for the upper stage can be categorized into three group based on the cycles and propellants at the diagram. Kerosene engines which adapt the gas generator after burning cycle and are located in the region II, are characterized for high combustion pressure and complexity. This cycle usually needs more than two pumps to use the turbine power efficiently. The fuel line can be divided into the gas generator line and the combustor line, and only the gas generator line is need to be pressured more because the combustion pressure in the gas generator is much higher than that of the combustor. Basically, all the oxidizer goes into the gas generator and than to the combustor, thus the auxiliary LOx pump is not critically necessary. However, for the various reasons, the LOx line requires a booster pump. A gas generator after burning cycle engines produces relatively high specific impuls than that of the open cycle engines. Thus it is suitable for upper stages of launch vehicles.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.05a
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• pp.5-9
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• 2010

In the paper, the dynamic characteristics obtained from hot-firing tests of 1/2.5-scale thrust chamber for 75 tonf-class liquid rocket engine were described. To investigate the dynamic characteristics by engine start transient period and chamber pressure variation, hot-firing tests were performed in the chamber pressures of 30 bar and 60 bar. According to these variations, combustion stability in the combustion chamber was examined.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.1165-1168
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• 2017

This paper suggests a fault diagnosis of damage on inner liner of regeneratively-cooled combustion chamber during gas generator cycle rocket engine hot firing test. This method focuses on a phenomenon that fuel flow rate difference between two flow estimate methods changes under an inner liner damage of combustion chamber causing fuel leakage and it is expected that it contributes to detect a damage on the combustion chamber in early stage and prevent further destruction during the hot firing test.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.04a
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• pp.5-5
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• 2000

액체 추진 로켓 엔진의 고주파 연소 불안정 관련 이론은 대체로 연소기 내부의 음향 공명 모드와 분무 연소 과정의 상호 작용을 구동 메커니즘으로 전제하며 Rayleigh Criterion의 재해석에 기초하여 불안정성 평가를 위한 매개변수를 도입하고 연소 불안정성을 예측한다. 여기에는 음향장 분석 이론, 음향 불안정 이론, 연소응답 및 기화반응 이론 등이 포함된다. 본 연구에서는 LOX/RPl 추진제 조합의 액체 추진 로켓 엔진 연소기를 대상으로 다차원 순수 음향장 해석과 연소-음향장 분석을 통해 대상 엔진의 고주파 연소 불안정 특성을 예측하였다. 수동 제어 기기인 음향공 설치에 따른 연소기의 음향장 및 연소-음향장의 특성 변화를 고찰하고 위 결과를 종합하여 음향공의 연소 불안정 억제 성능 및 대상 엔진의 연소 불안정성을 평가하였다. 연소기 형상 및 음향공 설치에 따른 다차원 순수 음향장 해석은 상용코드인 ANSYS를 사용하여 수행하였다. 내부 유체는 압축성, 비점성 유체로 유체의 평균 유동은 무시하며 위치에 관계없이 균일한 물성치를 부여하였다. 정상상태 연소과정을 가정하고 평형 화학을 이용한 분석 결과로부터 연소 기체의 관련 물성치를 결정하였다. 연소기 길이 방향, 반경 방향, 원주 방향 격자점들의 음향 특성을 주파수 영역에 대해 해석하고 3차원 음향 모드 형상을 토대로 음향장을 분석하였다. 연소-음향장 해석은 음향 불안정 이론 중 n- $\tau$ 2 매개변수 기법을 사용하였다. 연료 액적의 분무 연소 과정을 1차원적으로 가정하고 정상상태의 평형 화학 계산 결과를 이용하여 엔진의 연소면을 1차원적으로 설정하였다. 상류 연소응답과 중립 안정 곡선을 토대로 대상 엔진의 연소 불안정 특성을 분석하였다.구 분석 결과 기술적 문제점으로는 배기 가스온도가 낮은데 따른 출구 부분의 Bearing, Sealing이 문제가 될 수 있다고 판단되며 배기 가스 자체에 대기 공기중에 함유되어 있던 습기가 얼어붙는(Icing화) 문제가 발생하기 때문에 배기가스의 Icing을 방지하기 위하여 압축기 끝단에서 공기를 추출하여 배기부분에 송출할 필요성이 있는 것으로 판단되었다. 출구가스의 기체 유동속도가 매우 빠르므로 (100-l10m.sec) 이를 완화하기 위한 디퓨저의 설계가 요구된다고 판단된다. 또 연소기 후방에 물을 주입하는 경우 열교환기 및 기타 부분품에 발생할 수 있는 부식 및 열교환 효율 저하도 간과할 수 없는 문제로 파악되었다. 이러한 기술적 문제가 적절히 해결되는 경우 비활성 가스 제너레이터는 민수용으로는 대형 빌딩, 산림, 유조선 등의 화재에 매우 적절히 사용되어 질 수 있을 뿐 아니라 군사적으로도 군사작전 중 및 공군 기지의 화재 그리고 지하벙커에 설치되어 있는 고급 첨단 군사 장비 등의 화재 뿐 아니라 대간첩작전 등에 효과적으로 활용될 수 있을 것으로 판단된다.가 작으며, 본 연소관에 충전된 RDX/AP계 추진제의 경우 추진제의 습기투과에 의한 추진제 물성 변화는 미미한 것으로 나타났다.의 향상으로, 음성개선에 효과적이라고 사료되었으며, 이 방법이 편측 성대마비 환자의 효과적인 음성개선의 치료방법의 하나로 응용될 수 있으리라 생각된다..7%), 혈액투석, 식도부분절제술 및 위루술·위회장문합술을 시행한 경우가 각 1례(2.9%)씩이었다. 13) 심각한 합병증은 9례(26.5%)에서 보였는데 그중 식도협착증이 6례(17.6%), 급성신부전증 1례(2.9%), 종격동기흉과 폐염이 병발한 경우와 폐염이 각 1례(2.9%)였다. 14)