• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.04a
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• pp.7-7
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• 2000

액체추진 로켓 분야에서 비연소 혼합시험(cold flow mixing test)은 로켓엔진의 성능을 예측하고 인젝터와 관련된 문제의 진단에 도움을 줄 수 있는 자료를 확보할 수 있는 수단이 된다. 비연소 혼합시험이 실제 연소시험을 대신할 수 있는 신뢰성 있는 자료를 제공할 수는 없지만, 인젝터의 최적형상을 설계하기 위해서 실시해야할 고 비용의 연소시험에 대한 횟수를 줄일 수 있는 보조시험으로서의 역할을 할 수 있다. 혼합시험 성능이 우수한 인젝터가 수력학적인 혼합성능을 능가하는 연소반응에 의해서 실제 연소시험에서는 성능이 저하되는 경우도 있을 수 있으나 대부분의 경우에는 비연소 혼합시험에서 좋은 성능을 나타내는 인젝터는 실제 연소시험에서도 좋은 성능을 나타낸다. 일반적으로 비연소시험과 연소시험 사이의 상관 관계를 정확히 정립하기 위해서는 많은 상관 관계 변수의 적용 및 충분한 혼합시험 자료가 요구된다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.04a
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• pp.30-30
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• 1998

다목적 실용위성의 자세 제어용으로 장착되는 하이드라진 단일 추진제 추력기의 연소성능 특성을 살펴보았다. 일차적으로, 연소기내의 화학 평형 계산을 통하여 하이드라진 연소 생성물인 암모니아의 분해율과 초기 엔탈피 수준에 따른 추력기의 성능 특성을 살펴보았다. 다음 순서로, 연소기 내의 비평형 화학 반응 계산을 통하여 연소진행 시간에 화학 조성 및 성능 특성을 살펴 볼 수 있었으며, 최종적으로, 점성 및 비점성, 동결 및 비평형 화학 반응 해석에 따른 성능 특성 변화를 살펴보았다. 본 연구 결과로부터 각 작동 변수에 따른 추격기 성능 특성의 변화를 이해할 수 있었으며, 이는 단일 추진제 추력기 연소실의 구성, 설계 및 추력기의 운용 조건 설정에 중요한 자료로 이용될 수 있을 것으로 기대된다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2007.11a
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• pp.125-130
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• 2007

Firing tests have been performed for a 30 tonf-class full-scale regeneratively cooled combustion chamber. It was the first model which has welded construction of the injection head and the combustion chamber. A number of firing tests have been performed to evaluate combustion efficiency, regenerative cooling performance and durability of the combustor. This paper describes the results of firing tests performed at the design and off-design conditions which correspond to the chamber pressure of 60 bar, 68 bar respectively and the O/F ratio of 2.5 and 2.8 respectively. The data at each test condition have provided successful results in terms of combustion performance, combustion stability and durability. The tests are considered to be quite meaningful in the sense that the technologies for kerosene regeneratively cooled combustion chamber are successfully proven.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.04a
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• pp.3-3
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• 2000

로켓엔진의 연소실은 가능한 크기가 작으면서 완전 연소되어 화학에너지를 운동에너지로 변환시킬수 있도록 연소성능이 우수해야 한다. 로켓의 연소성능을 해석적으로 구하기 위하여 많은 연구가 진행중이지만, 화학반응, 열전달, 유체유동 등이 복합적으로 관련되기 때문에 아직도 해석결과는 실제와 상당한 차이가 있으며, 결국 연소실험으로 정확한 값을 구하여 설계에 반영하고 있다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2004.10a
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• pp.292-295
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• 2004

Firing performance test of hydrazine decomposition catalyst which is used in mono-propellant thruster of satellite and launcher was peformed. Equipment for catalyst test was developed and with this equipment reaction delay time, catalyst activity, granule stability of the catalyst firing performance was measured and analyzed.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2003.10a
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• pp.96-96
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• 2003

우주발사체라 함은 지구상의 물체를 우주, 즉 지구의 중력이 영향을 미치지 못하는 대기권 밖으로 운반하는 수단을 말한다. 이를 위해 다양한 추진방식이 제안되었고 연구되고 있으나 현재까지 실용화 된 것은 화학연료를 연소시킴으로 인해 발생하는 추진력으로 지구 중력을 이겨내는 방식이다. 또한 발사체 구성에서 추진기관분야는 전체 성능을 좌우할 정도로 큰 비중을 차지하고 있다. 따라서 이에 대한 최적화 및 성능 검증은 필수적이다. 추진기관에 대한 성능 검증기법은 우주발사체 기술이 발달해 옴에 따라 해석적 방법, 비 연소 모사시험 등 다양하게 제시되고 있으나, 우주발사체용 추진기관의 연소현상을 예측 및 모사하는 것이 쉽지 않고 구축된 데이터가 적기 때문에 발사체 개발 단계의 최종 검증 차원에서 연소시험을 실시하는 것이 일반적이다. 한국 최초의 우주발사체라 평가되고 있는 KSR-III 로켓의 경우에도 다양한 해석기법과 모사시험을 통해서 성능 예측을 하였으나, 역시 최종 성능 검증을 위해 10여회의 연소시험을 실시하였다. 본 논문을 통해 저자는 KSR-III 개발과정에서 수행된 10회의 연소시험의 수행 과정과 결과를 기술, 정리 및 평가하여 향후 진행될 우주발사체 개발 사업의 기초로 삼고자 한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1996.11a
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• pp.209-212
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• 1996

접촉발화성 액체추진제를 사용하는 소형 추진기관의 성능을 확인하기 위해 핵심 부품의 상온 성능 시험 및 추진기관 조립품의 연소성능시험을 실시하여 추력 400 파운드급의 로켓엔진의 설계성능을 확인하였다. 로켓엔진의 성능측정은 요소분사기의 미립화, 혼합성능의 측정을 위한 상온수류시험과 추진기관 조립체의 지상연소시험으로 실시하였으며, 연소성능은 산화제로 질산을 연료로는 아민계 혼합물로 구성된 접촉발화형 이원 액체추진제를 사용하여 가압방식에 의해 연소실에 분사하는 방법으로 수행하였다. 성능시험결과는 설계성능 및 이상성능과 비교함으로서 이들의 상관관계를 파악하였다.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 2015.12a
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• pp.269-269
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• 2015

두산중공업이 국책과제로 개발 중인 한국형 대형 가스터빈의 연소기 개발현황 및 결과에 대해 기술하였다. 압력손실 5%, 연소효율 99.9%, 15ppm NOx 배출 성능을 가지는 14개의 캔형 연소기로 구성되었으며, 40% turn down ratio 운전, WI ${\pm}7%$의 fuel flexibility 성능 및 dual fuel 적용 가능한 운전 성능 목표를 가진다. 이를 위해 Dry Low NOx 형 연소기를 개발, 단일 노즐 연소시험을 수행 중이며, 2016년 상반기 중 상압연소리그시험을 거쳐 그 성능을 검증하고자 한다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.24 no.6
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• pp.85-92
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• 2020

Ground hot-firing tests were conducted to analyze the combustion performance according to the characteristic lengths 1.37 m, 1.71 m, and 2.06 m of the combustion chamber in 200 N-class GCH4-LOx small rocket engine. Thrust, specific impulse, and characteristic velocity at the steady-state could be obtained as the key performance parameters of the rocket engine. The performance characteristics acquired through the test were compared and analyzed with the theoretical performance calculated from CEA analysis. Observation of the influence of characteristic length on the combustion performance indicates that an optimal characteristic length shall remain between 1.71 m and 2.06 m.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.23 no.6
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• pp.51-58
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• 2019

In this study, a set of performance tests on 3D-printed combustor components were carried out to investigate the performance of 3D-printed component and its feasibility for micro gas turbine engines. The test were conducted for four different equivalence ratios under two different engine operating conditions. The measurement results show that the tested combustor had a low total pressure loss coefficient and a uniform exit temperature distribution. However, the combustion efficiency values are less than 93.5% owing to the large amount of UHC and CO, which is considerably lower than a typical gas turbine engine combustor. The performance data obtained from the tests will be used for combustor performance improvements using 3D-printing technology.