• 한국항공우주학회지
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• 제34권2호
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• pp.68-74
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• 2006

가스터빈 슬링거 연소기의 연소특성을 연구하기 위한 실험적 연구를 수행하였다. 연소실험을 위한 시험리그를 제작하여 한국항공우주연구원의 연소시험설비에 설치하였다. 점화성능 시험결과 점화한계에 영향을 주는 두개의 중요한 인자를 발견할 수 있었다. 첫 번째는 연료노즐의 회전수이고, 두 번째는 질량유량이다. 좋은 점화성능을 가지기 위해서는 연료노즐의 회전속도와 공기유량을 증가시킴으로서 가능하다. 연소성능 시험결과 연소효율은 99.6%, 패턴 팩터는 15%, 프로파일 팩터는 3%로 측정 되었다. 연구결과 슬링거 연소기의 점화와 연소특성은 기존의 환형 연소기에 비하여 상당한 차이점을 가지고 있음을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제21권1호
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• pp.36-43
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• 2017

본 연구에서는 케로신과 액체산소를 추진제로 사용하는 핀틀 인젝터의 설계/제작이 이루어졌으며, 연소실 특성길이와 운동량비에 따른 특성속도효율을 통해 연소성능을 확인하였다. 연소시험 결과, 핀틀 인젝터의 추진제 분무 특성으로 인한 재순환영역에 의해, 추진제 조합에 따른 특성길이 추천치보다 짧은 영역에서도 최적의 연소성능을 발휘하는 것을 확인하였다. 또한 운동량비가 연소성능에 지대한 영향을 미치나, 추천범위 1.0~1.5 내에서 특성속도효율이 일정하게 나타남을 확인하였다.

• 항공우주기술
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• 제4권1호
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• pp.49-56
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• 2005

인공위성 및 발사체의 자세제어용으로 사용되는 단일추진제 추력기용 하이드라진 분해 촉매에 대한 연소성능을 실제 연소시험을 통하여 검증하였다. 촉매연소성능을 확인하기 위한 촉매 시험장치를 (주)한화와 공동으로 설계/제작하였으며, 이를 통하여 하이드라진 분해촉매의 연소지연시간, 촉매활성도, 촉매안정도를 측정함으로써 촉매 연소특성을 평가하였다. 또한 현재 진행 중인 국산화 촉매 시제품의 개발현황에 대해 소개하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1999년도 제12회 학술강연회논문집
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• pp.1-1
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• 1999

액체로켓엔진은 인젝터, 추력실, 노즐 등으로 구성되어 있으며, 이들 구성요소 중에서 연소성능과 연소안정성에 가장 지배적인 요소는 인젝터이다. 본 연구에서는 액체로켓엔진에 사용될 인젝터의 F-O-O-F 충돌형 Uni-element 인젝터를 설계하였으며 특히, F-O-O-F 충돌형 인젝터는 두 단계의 충돌과정으로 구성되는데, 첫단계 충돌은 산화제와 연료 오리피스의 분무로 충돌이 이루어져 Liquid Sheet가 형성되며 다음 단계로는 이러한 양쪽의 Liquid Sheet가 서로 충돌하여 미립화가 진행되는 두단계 충돌과정으로 이루어지게 된다. 그러므로 인젝터의 가공 정밀도가 매우 높아야 하며 인젝터 오리피스 크기나 각도 등의 어느 하나라도 정밀도가 낮게 가공된다면 연소성능과 연소안정성에 심각한 영향을 주게 된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.235-239
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• 2005

저궤도 위성 발사체에 적용 가능한 추력 30 tonf급의 연소기가 설계/제작되어 전반적인 연소 시험을 마쳤다. 터보 펌프식 개방형 사이클에 적용 가능한 재생냉각형으로 제작된 본 연소기는 초기 연소 성능 및 기능 검증을 위해 내열재 방식의 연소실을 이용하여 연소 시험을 수행하였다. 설계 조건을 중심으로 넓은 작동 구간에서 본 연소기는 안정된 연소 성능을 보였다. 연소기의 물리적 손상 또한 발생하지 않았으며, 만족할 만한 기능적 특성을 나타내었다. 연소기의 성능은 연소 효율이 95%, 그리고 지상 비추력이 254초로 초기 설계 대비 초과 내지는 동등 수준의 결과를 보였다.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 대한연소학회 2003년도 제27회 KOSCO SYMPOSIUM 논문집
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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.

• 오토저널
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• 제9권1호
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• pp.9-14
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• 1987

왕복동 내연 기관 실린더 내의 가스 유동은 기관의 성능 향상, 연소 개선, 배기 정화 등에 직접적 으로 영향을 미치는 인자로 되며, 최근 각종 유동의 측정 방법 및 측정 장치의 개발은 가스 유동 계측에 많은 발전을 가져 왔다. 특히 각종 열기관의 연소 성능 향상을 위한 노력은 기관의 성능 향상과 더불어 여소 배출물의 유해 성분 저감을 위한 연구에 더욱 박차를 가하게 되었다. 이에 따라서 기관의 최적 제어 운전, 자동 제어 연료 공급 및 분사장치 등에 이르기까지 많은 노력이 경주되어 왔다. 이러한 연구 개발에 못지 않게 중요한 것은 실린더 내의 연소 성능을 향상시키 는 것이며 이를 위해서는 먼저 기관 실린더 내부의 가스 유동을 밝히고, 유동의 모델링, 유동장의 계측, 연소장의 유동 측정 등의 연구가 매우 중요한 것으로 생각된다. 실린더 내의 연소 및 유 동장의 연구는 주로 연소 특성치를 관한 연구와 유동장을 중심으로 하는 흐름의 시뮬레이션을 비롯 유동장의 계측으로 크게 나눌 수 있다. 여기서는 주로 실린더 내의 가스 유동의 측정 방 법과 최근의 연구 동향에 대하여 몇 가지 측정의 보기를 중심으로 다루기로 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.254-257
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• 2017

본 논문에서는 항공 가스 터빈용 연소기 개발을 위한 단일 연소기 섹터 시험 결과에 대한 논의하였다. 연소기로 공급되는 전체 공기 중 주 연소 영역으로 공급되는 공기비율을 변화 시키면서 배출물 농도, 라이너 표면 온도 분포 및 연소기 출구 온도 패턴 등의 연소 성능 변화를 연구하였다. 주 연소 공기량이 증가함에 따라 CO와 NOx 배출 농도가 증가하는 경향이 있었으며, 연소기 출구 패턴은 개선되는 것으로 나타났다. 희석 공기공을 회전시켜 배치하는 경우 연소기 출구 온도 패턴의 변화가 민감하게 변하는 것을 확인하였다. 이러한 연구 결과는 연소기의 효율, 내구성 및 배출물 감소 성능을 고려한 연소기 라이너 설계 최적화 과정의 기초 자료로 활용할 예정이다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권5호
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• pp.91-97
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• 2015

75톤급 액체로켓엔진용 가스발생기 후연소 시스템 설비를 제작하였으며, 연소기 연소시험설비 시험장에서의 설비인증 시험을 통해 그 성능을 확인하였다. 후연소 설비인증 시험은 메탄과 산소의 공급성능, 가스발생기와 후연소 설비에 설치된 가스토치의 안정적인 연소 능력을 검증하는데 있다. 단독성능 시험에서 공급시스템은 감압 없이 일정한 압력으로 메탄과 산소를 공급했으며, 가스 토치 압력은 설계조건을 만족하였다. 가스발생기 점화용 가스토치와의 연계시험에서 가스발생기 점화 성능과 연료과농 배기가스의 후연소 성능에 관한 인증 시험을 성공적으로 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1995년도 제5회 학술강연회논문집
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• pp.49-55
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• 1995

이원 액체추진제를 사용하는 인공위성용 로켓 추진기관의 개발을 위한 핵심부품별 개념 및 상세설계, 성능해석, 성능실험용 시작품의 제작, 수류 성능실험 및 지상 연소시험이 수행되었다. 인공위성 궤도조종용 로켓 추진기관은 1.38MPa의 연소실 압력으로 4초동안 1780N(400$Ib_f$)의 평균추력을 내도록 설계되었으며, 산화제로는 질산, 연료로는 트리 에틸렌 아민(triethylene amine, TEA)과 자이리딘(xylidine)의 혼합물로 구성된 접촉발화형 이원 액체추진제를 사용하고, 추진제를 가압방식에 의해 연소실에 분사하는 방법으로 분사충돌, 미립화, 그리고 기화 후 연소시키게 된다. 효율적인 설계를 위하여 설계전용 소프트웨어를 개발하였으며, 추진기관의 핵심부품별로 유동 시뮬레이션을 수행하고, 해석결과와 수류 실험결과를 바탕으로 설계를 수정, 보완하였다. 지상 연소시험 및 수류 성능실험을 위하여 추진제 공급장치 및 계측 시스템이 설계, 제작되었고, 시스템의 작동 및 자료처리를 위한 소프트웨어를 개발하여 수류 성능실험 및 지상 연소시험에 사용하였으며, 연소시험결과 지상 평균추력 378$Ib_f$를 발생하였다.