• 한국가시화정보학회:학술대회논문집
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• 한국가시화정보학회 2005년도 한국가시화정보학회 연소/내연기관 부문 학술강연회
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• pp.115-154
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• 2005

SI 엔진의 연소특징은 비정상 난류 예혼합 화염이며 여기서 내부 유동은 직접 화염 전파에 영향을 미치며 난류와 거시적 유동의 패턴 모두 중요한 역할을 한다. 내연기관 연소에서 난류는 매우 중요한 역할을 하고 통상 엔진 속도($\approx$흡입유동 속도)에 비례하며 그 주요 역할은 고속 운전 시 해당 사이클 내에 연소가 완료되는 데 기여하지만 출력저하, 제어 및 측정 그리고 사이클 변동과 관련하여 실질적으로 난류 제어를 통한 엔진 성능 개선은 사실상 불가능하다. 실물 엔진의 성능 파라미터로 주로 유동의 거시적 거동이 사용되며 이 유동과 연료 분사계가 혼합기 분포 상태와 화염 전파 방향을 결정하여 최종적으로 엔진의 성능을 지배한다. 따라서 가시화를 통한 연소 진단도 이 현상에 주목할 필요가 있으며 거시적 파라미터를 성능에 연관하는 다양한 기법이 존재하고 이들은 매우 풍부한 데이터베이스를 통해 비교적 정확한 성능의 예측을 가능하게 하고 이 점에 주목한 엔진만 성공을 거두었다. 이 거시적 현상에 주목하여 가시화를 통해 성층화 현상을 실험적으로 해석한 예를 제시하였다. SI 엔진 가시화에서 기법보다 중요한 것은 현상의 이해이다. 이를 위해 성공적 가시화 진단을 위해서는 우선 현상에 대한 모델링이 필요하고 이 모델에서 가시화를 통해 규명 가능한 현상을 추출해 내는 것이다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권3호
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• pp.1-7
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• 2014

친환경 추진제인 액체메탄을 연료로 사용하는 이원추진제 로켓엔진의 이론성능분석을 통해 엔진의 설계변수를 도출하였다. 엔진의 연소성능 예측을 위해 CEA를 활용한 화학평형해석을 수행하였으며, 추진제 혼합비 및 연소실 내부압력에 따른 연소성능 특성을 고찰하였다. 엔진의 특성길이 도출을 위해 1차원 액적기화모델을 적용하여 성능변수 변화에 따른 추진제의 기화시간을 계산하였으며, 지상연소 이론성능분석을 통해 메탄 이원추진제 로켓엔진의 설계제원을 제시하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제7권2호
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• pp.62-69
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• 2003

Swirl형 인젝터는 연소가 안정적이고 효율이 높으며 비교적 넓은 구간의 혼합비 변화에 민감하게 반응하지 않는 장점을 가지고 있다. 바깥쪽 오리피스 끝단에서 안쪽 오리피스 끝단까지의 길이인 Recess 길이는 Swirl형 인젝터 성능의 주요 변수로, 추진제의 충돌, 혼합, 분무, 연소에 많은 영향을 준다. 이에 본 연구에서는 Recess 길이에 따라 엔진의 성능이 어떻게 변화하는지에 대해 수치해석, 비연소 실험, 연소 실험을 통해 확인해 보았다. 그 결과 Recess 길이에 따른 로켓엔진의 성능 변화를 확인 할 수 있었고, 인젝터의 성능을 평가하는 과정에서 수치해석, 비연소 실험을 통한 성능 예측이 연소실험을 통해 타당한 과정임을 확인 할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.198-204
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• 2004

액화천연가스를 연료로 사용하여 물 냉각 및 천연가스와 액화천연가스 재생냉각 연소시험을 수행하였다. 연소시험과 CEC86을 이용한 연소해석 결과를 액체로켓엔진 성능인자로서, 특성속도와 비추력 관점에서, 추진제 혼합비와 연료의 연소실 유입온도의 영향을 분석하였으며, 엔진성능이 추진제 혼합비와 연료의 연소실 유입온도의 영향을 크게 받고 있음을 알 수 있었다. 엔진 성능으로서 특성속도는 추진제 혼합비가 0.72∼0.75일 때, 이론적 비추력은 추진제 혼합비가 0.75일 때 최대 값을 보여주었으며, 연료의 연소실 유입온도의 증가에 비례하여 엔진 성능이 향상되는 경향에서 재생냉각이 엔진 성능을 증대시키는 경향을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제10권3호
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• pp.109-117
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• 2006

인공위성 및 발사체의 자세제어용으로 사용되는 단일추진제 추력기용 하이드라진의 분해촉매에 대한 연소성능을 실제 지상연소시험을 통하여 검증하였다. 촉매연소성능을 확인하기 위한 촉매 시험장치를 (주)한화와 공동으로 설계/제작하였으며, 이를 통하여 하이드라진 분해촉매의 촉매 연소특성을 시험하였다. 연소지연시간, 촉매활성도, 촉매안정도를 2회에 걸쳐 측정한 결과 각각 평균 25msec, 2%, $704^{\circ}C$으로 만족할 만한 결과를 얻었다. 또한 현재 진행 중인 국산화 촉매 시제품의 개발현황과 분해성능 시험 결과를 설명하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.163-168
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• 2006

본 논문에서는 추력 30톤급 액체로켓엔진의 실물형 연소기 물냉각 연소시험 성능결과에 대해 기술하였다. 연소기 연소압력은 53bara 그리고 추진제 유량은 90kg/s이다. 케로신을 이용한 첫 번째 시험인 관계로 설계유량보다 약 120%정도인 32kg/s을 공급하면서 시험을 수행하였다. 이후 설계 케로신 유량 25kg/s을 공급하면서 성공적으로 시험을 수행하였다. 각각의 연소시험 결과에 대해 기술하였으며, 채널 연소실에서 케로신 냉각 성능이 충분해 재생 냉각 연소시험이 가능하다는 것을 알 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권2호
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• pp.139-146
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• 2021

하이브리드 로켓 연소에서 산화제 스월 분사는 회전방향 속도성분이 경계층 유동에 영향을 미쳐 연소안정화에 기여한다. 그러나 스월 강도가 증가할수록 연소성능을 과도하게 변화시키는 문제점이 나타난다. 따라서 참고문헌[7]의 삽입연료와 함께 사용하여 연소성능 변화를 최소화 하면서 연소불안정 억제를 시도하였다. 이를 위해, 일련의 실험을 계획하여 스월 강도와 삽입연료 위치를 변화하며 연소불안정의 발생과 연소성능 변화를 관찰하였다. 실험결과, 스월 각 6°, 삽입연료 위치 310 mm 조합에서 연소불안정이 억제되었으며 연소압력, O/F 비 그리고 연료 후퇴율 등의 변화가 최소인 것으로 확인하였다. 또한 고주파수 대역의 압력진동(p')와 열방출진동(q')의 위상차가 π/2로 음의 결합을 형성하도록 연소조건을 유지하는 것이 저주파수 연소불안정 발생을 억제하는 필요충분조건임을 재확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제14회 학술강연논문집
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• pp.11-11
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• 2000

액체렘제트 엔진에서는 고온·고속의 공기가 공기흡입구로 유입되기 때문에 고성능 램제트 연소기의 설계를 위하여 실제 비행조건을 모사할 수 있는 고온 고속의 공기 발샐장치가 필요하다. 본 연구에서는 수소연소에 의해 Vitiated Air를 발생시키도록 설계된 Vitiated Air Heater(VAH)를 제작하였으며, VAH의 성능평가를 통하여 80∼120m/s 와 400∼800K 범위에서 손쉽게 속도와 온도의 조절이 가능하고 균일한 속도 및 온도분포로 대기공기와 같은 Vitiated Air를 얻을 수 있었다. 그리고 VAH을 연결하여 Dump형 연소기의 특성을 실험하였다. 액체 램제트 엔진에 있어서 공기흡입구가 하나인 Dump형 연소기에 주요변수로서 흡입공기의 온도와 공연비를 변화시키면서 연소기내의 화염형상을 관찰하고, 온도분포를 계측하였으며 Injection 위치에 따른 화염현상을 관찰하였다. 각 경우의 연소효율을 계산하여 실험범위에서의 최적 연소조건을 제시하였다.

• 수산해양기술연구
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• 제26권2호
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• pp.192-203
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• 1990

여러 가지 다른 형태의 노즐을 공기 선회식 버너와 공기의 선회가 없는 버너(CB-125 Burner)에 장치하여 공기 분사식으로 오일을 분사하여 연소로에서 연소시켰다. 연소로는 길이 3m에 약 1m 상(3) 의 연소공간을 가졌으며 상부에는 열전대를 장치하고 하부에는 물이 흐르는 관을 설치하여 열효율을 계산할 수 있게 설계하였다. 연소로 연돌부에는 CO 하(2), CO, O 하(2) 가스 분석기를 사용하여 과잉공기량과 고온계로 배기가스 온도를 측정하도록 하였다. 모든 측정치는 연소곡선과 효율곡선에 의하여 얻어진 상수를 이용하여 계산한 연소로 성능방정식에 의하여 평가하였다. 실험치에 의해 계산한 벽면 열손실량과 열전달 공식에 의해 산출한 열손실량을 비교 분석하여 측정치의 정확도를 추정하고 과잉공기의 효과도 검토하였다. 그 결과 본 연구에서 사용된 두 종류의 버너와 여러 형태의 노즐이 오일 연소시 열효율 면에서 큰 차이를 보이지 않고 있음을 알았다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.66-70
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• 2010

우주발사체용 75톤급 액체로켓엔진 연소기의 저압연소시험에서 얻은 데이터를 기본으로 75톤급 연소기의 연소특성속도 및 비추력을 예측하였다. 75톤급 연소기 저압연소시험에서 연소특성속도는 약 1750 m/sec, 비추력은 240 sec로 30톤급 연소기의 저압 성능보다 높은 값을 보여주었다. 30톤급 연소기의 연소시험에서 얻은 저압/고압 관계식을 통해 75톤급 연소기의 설계점에서 연소특성속도는 약 1770 m/sec, 비추력은 약 278 sec로 목표치를 상회하는 값을 예측하였다.