• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.227-230
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• 2008

고체 모터의 연소 중 피치, 요 축의 추력 제어를 위해 플렉시블 씰을 사용하였다. 수압시험장치는 챔버, 구동기, 카운터포텐시어미터 등을 이용한다. 압력별 구동 토크 측정 및 축방향 밀림량 측정을 수행하여 구동 성능을 평가한다. 시험 결과 플렉시블 씰의 성능은 설계 조건을 만족하며 수압시험장치가 정상적으로 작동하는 것을 확인하였다. 본 연구에서는 플렉시블 씰의 성능을 측정하기 위한 수압시험장치의 구성, 작동 방법, 성능 검증 방법을 정리하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.99-103
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• 2017

한국형발사체 1단 엔진 개발을 위한 엔진시스템 시험으로 액체산소-케로신을 추진제로 하는 75 톤급 액체로켓엔진의 연소 시험이 수행되었다. 한국형발사체 1단용 75 톤급 엔진시스템을 이용한 개발 연소시험 현황을 연소기, 터보펌프, 가스발생기, 파이로 구성품 및 공급계 부품을 포함하는 엔진시스템 연소 시험 결과를 포함하여 소개한다. 액체산소-케로신 추진제 엔진시스템의 시동 및 점화, 정상 구간 작동, 종료가 안정적으로 수행되었으며, 엔진 연소 시험 중 엔진 추력 제어 시스템의 검증 시험도 성공적으로 수행되었다. 75 톤급 엔진 연소시험 결과는 한국형발사체 1단용 엔진시스템 설계 검증 및 성능 평가에 활용될 예정이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.561-565
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• 2009

초음속 충동형 터빈의 성능에 관해 시험적 방법으로 고찰하였다. 초음속 충동형 터빈은 고온, 고압의 연소가스로 구동되나, 연구원 내의 시험장치 한계 및 위험성으로 인해 고압의 공기를 이용하여 상사점에 대한 성능 시험을 수행하여 실매질 시험시의 터빈 성능을 예측하였다. 실제 연소가스로 구동되는 노즐 면적을 가지는 본품용 터빈 시험기를 공기로 구동시킬 경우 상사 조건을 정확히 맞추기는 어렵다. 그러므로 두 가지 상사 조건 시험을 통해 실제 설계점은 두 가지 상사점 사이에 존재하며 이 설계점은 공기의 물성치에 맞게 계산된 노즐 면적을 가지는 시험용 터빈 시험기를 통해 예측된 상사점과 비슷한 구간에 있음을 나타내었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.336-339
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• 2011

추력기의 개발단계에 있어 시험평가에 필요한 연소시험설비는 가장 중요한 인프라자원 중의 하나이다. 지난 3년여의 기간동안, 한국항공우주연구원과 (주)한화는 최대 200N 레벨까지 시험평가를 수행할 수 있는 진공시험설비를 설계 및 구축 완료하였다. 시험설비는 우주환경을 모사할 수 있는 진공시스템, 연료를 공급해주기 위한 시스템, 데이터 계측 및 제어시스템 등으로 구성된다. 이러한 시험설비의 최종목표는 위성용 추력기뿐만 아니라 발사체 및 달탐사선에 적용가능한 중대형급 추력기를 개발 및 시험평가하기 위함이며 본 논문에 이에 대한 세부내용 및 시험결과를 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.407-412
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• 2006

하이드라진을 이용한 단일추진제 추력기에서 촉매의 성능은 추력기 및 전체 시스템의 임무수명시간을 결정하는 가장 중요한 요소 중의 하나이다. 이러한 촉매의 개발과정에 필수적으로 요구되는 것이 추력기의 연소시험을 통한 성능평가 과정으로 특히, 촉매의 수명시험에 해당하는 장기성능 검증시험을 통해 그 적용가능성을 판단하게 된다. 본 연구에서는 이를 위한 시험장치의 개발 및 시험/평가방안에 대해 기술하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.258-265
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• 2017

고속추진체계의 시험평가에는 많은 비용과 시간이 필요하므로 시험자료의 양은 항상 부족하고, 설사 있더라도 지상시험 환경이 실제 비행조건과 일치하는 경우가 드물다. 이러한 이유로 설계자들은 설계결과에 대한 불확실성을 정량적인 확률로 제시하는데 어려움을 가지고 있다. 본 논문에서는 Evidence 기법을 이용하여, 시험자료 대신 개발자들의 경험과 공학적인 지식을 바탕으로 불확실성을 모델링하는 방법을 연구하였다. 연소효율은 이중연소램제트 엔진의 초기설계단계에서 가장 예측하기 어려운 변수중의 하나이다. 유사분야의 경험을 가진 설계자들이 이 값을 제시하는 것으로 가정하여 이중연소램제트 엔진의 설계결과에 대한 불확실성을 산출하였다. 나아가 흡입구와 연소기 출구면적으로 설계변수로, 추력성능과 thermal choking의 가능성을 제약함수로 하는 신뢰성 최적설계를 수행함으로써 시스템의 안전성을 확보하면서 최적의 성능을 얻을 수 있는 설계기법을 탐색하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.43-46
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• 2006

축열식 가열기는 주로 초음속 지상추진 시험설비의 고고도 조건 모사를 위하여 구축되는 장비로 이외에도 로켓 엔진 노즐의 추력 보정시험, 가스터빈 엔진 연소기 모사시험에 범용으로 사용할 수 있다. 한국항공우주연구원에서 보유하고 있는 축열식 가열시스템은 마하 $2{\sim}5$, 고도 $0{\sim}25km$의 범위에서 구동하는 초음속 지상추진시험설비의 전온도 모사를 목적으로 설계되었으며, 최고 모사 온도 1,300 K, 최고 가압압력 3.5 MPa의 성능을 낸다. 본 논문에는 본 원에서 구축한 축열식 가열기의 목표로 한 일본 JAXA RJTF에 구축되어있는 축열식 가열기에 대하여 정리하도록 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제25권1호
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• pp.42-49
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• 2021

얼마나 쉽게 연소불안정 해지는지에 대한 척도로서, 작동 안정성 여유를 예측하기 위해 로켓연소기시스템의 열음향 불안정을 검토하였다. 연소기 시스템의 동적거동 특성파악을 위해 연소성능시험 중 측정한 연소기의 동압 데이터를 바탕으로 시간이 지남에 따라 시스템이 안정해지는지를 결정하는 파라미터로서 성장속도 계수를 구하였다. 파라미터 추출은 시계열 압력데이터를 주파수 도메인으로 전환하여 관심모드의 성장속도나 감쇠계수를 도출하는 방법을 우선 검토하였으며, 스토캐스틱 해석의 경우에는 압력진동의 진폭 엔벨롭으로 부터 압력진폭 PDF를 추출했다.

• 한국추진공학회지
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• 제1권2호
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• pp.91-102
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• 1997

점화기의 성능에 미치는 노화의 영향을 알아보기 위하여 12년, 15년, 16년 경과된 활성 모타로부터 점화기를 분해하여 점화제의 특성 값을 측정하고 점화기의 연소 시험을 하였다. 점화제인 B/$KNO_3$ 펠렛의 수분 함량, 외형 치수, 분쇄 강도, 열 분해 특성, 발열량 등을 측정한 결과, 노화 기간에 비례하여 분쇄 강도는 다소 증가하였고 발열량은 감소하였으나 그 외의 특성 값들은 변화가 없었다. 밀폐 용기 시험과 비활성 모타 연소 시험 결과, 노화된 점화제의 연소 속도는 약 10% 증가하였고, P-t 곡선의 압력을 적분한 값 $P_t$는 약 15% 감소하였다. 연소 속도는 점화제에 균열이 발생할 경우 증가하고 $P_t$는 폭발 열량에 비례하여 감소함을 추론할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.739-745
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• 2017

ADN 기반 고성능 친환경 단일추진제 추력기는 독성의 하이드라진을 대체하기 위해 유럽 등지의 우주 선진국에서 활발히 연구 중에 있으며, 고성능 친환경 단일추진제 중 유일하게 우주 환경에서 시험을 통해 검증을 수행한 바 있다. 본 연구에서는 ADN 기반 고성능 친환경 단일추진제 추력기의 국내 자체 개발을 위해 추진제 및 분해 촉매를 합성하고, DSC-TG 분석을 통해 추진제의 촉매 연소 성능을 검증했다. 또한 5 N 급 액체 단일추진제 추력기를 활용하여 연소 시험을 수행하여 추진제의 촉매 연소를 확인했다.