• 한국항공우주학회지
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• 제32권4호
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• pp.61-66
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• 2004

본 논문은 액체 로켓 엔진 연소기에 사용하는 분사기의 연소 안정성 평가를 위한 모델 시험 방법을 서술하고자 한다. 액체 로켓 엔진 연소실에서 발생하는 연소 조건을 모사하기 위해서 로켓 엔진 연소기에 적용되는 실물 크기 분사기를 이용하여, 기체상태의 산소와 메탄과 프로판의 혼합기체를 모의 추진제로 사용한 모델 연소 시험을 수행하였다. 본 모델 시험의 주요 가정은 추진제의 혼합 과정이 실제 엔진 연소기에서 발생하는 연소 불안정에 가장 큰 영향을 미치는 인자로 간주하는 것이다. 본 시험에서는 단일 F-OO-F 형태의 충돌형 분사기가 한쪽 끝이 열린 원통형 모델 연소기와 더불어 사용되었다. 기상 연소 조건에서 발생하는 동압 특성은 운전 조건에 따라 상대적인 음향 감쇠 특성을 보인다. 이러한 시험 결과를 통해 구해질 수 있는 운전 조건에 따른 음향 감쇠 특성 지도를 이용하여 여러 후보 분사기 중에 가장 안정적인 분사기를 선택할 수 있게 된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권10호
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• pp.1027-1037
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• 2009

우주발사체용 30톤급 액체로켓엔진 재생냉각 연소기 개발과정에 관하여 기술하였다. 이중추진제 동축 와류형 분사기 개발에서부터 시작하여 축소형 연소기를 통해 요소기술을 검증하고 개발된 기술을 실물형 연소기에 적용하였다. 총 5기의 실물형 연소기 개발시제를 사용하여 점화성능, 연소안정성, 연소성능, 냉각성능, 내구성 등의 검증을 수행하였다. 이 과정에서 총 46회의 실물형 연소기 연소시험을 실시하였고 이 중 23회는 기폭장치를 이용한 연소안정성 평가시험을 병행하였다. 시험 결과 30톤급 재생냉각 연소기는 연소 성능 및 연소안정성 요구사항을 모두 만족시켜 단품 개발이 성공적으로 완료된 것으로 평가하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제13권5호
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• pp.15-20
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• 2009

분사기 배열 및 벽면 냉각 방식이 다르게 설계된 30톤급 재생냉각 두 연소기에 대한 연소시험이 수행되었다. 본 논문에서는 연소시험 결과 중 연소안정성에 대한 내용을 분석, 제시하였다. 연소안정성 평가를 위해 압력 섭동의 크기 및 SRT 결과를 검토하였으며, 두 연소기 모두 연소안정성 측면에서 매우 만족스러운 결과를 얻을 수 있었다. 압력 섭동의 RMS 값은 연소실 압력 대비 3% 미만의 값을 나타내었으며, SRT 결과에서도 외부 가진에 의한 압력 peak의 감쇠시간은 기준 감쇠시간의 10% 정도로 짧게 나타났다. 막냉각이 적용된 연소기의 경우 벽면 냉각용 분사기가 최외곽 열에 배치된 연소기에 비해 압력 섭동의 RMS 값이 감소하는 결과를 보였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권1호
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• pp.69-77
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• 2005

KSR-III 개발과정에서 배플을 장착하여 연소 불안정 현상을 해결한 바 있으나, 추력 및 냉각과 관련된 축방향 길이에 대한 최적화 과정을 거치지는 않았다. 이에 수동제어기구로서 사용되는 배플의 축방향 길이의 최적화 및 한계를 평가하기 위하여, 축방향 길이를 작동인자로 하여 연소 안정성 여분을 평가하였다. 외부 교란 발생 장치로서 2번의 기폭이 가능한 펄스건을 사용하였다. 외부 교란에 대한 연소실에서의 응답 특성을, 감쇠 시간과 진폭비와 같은 인자를 도입하여 정량화하였다. 설계점과 탈설계점에서 시험을 수행하였으며, 분사기의 충돌점으로 생각할 수 있는 화염 영역을 감싸지 못하는 경우에는 배플의 충분한 감쇠 능력을 보장할 수 없음을 확인하였다. 따라서 연소 안정성의 여분의 경계는 KSR-III에서의 작동조건 하에서 50 mm 정도의 배플인 것으로 판단되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.125-130
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• 2007

추력 30톤급 액체로켓엔진의 실물형 연소기에 케로신을 이용한 재생냉각 방식을 적용하여 연소시험을 수행하였다. 30톤급 실물형 연소기로는 처음으로 연소기 헤드와 연소실이 일체형으로 제작되었으며, 연소성능 및 재생냉각 성능, 그리고 연소기 내구성 확인을 위하여 여러 차례 연소시험이 수행되었다. 본 논문에서는 연소압력 68 bar 혼합비 2.8의 탈설계점 조건과 연소압력 60 bar, 혼합비 2.5의 설계점 조건을 적용한 연소시험의 성능결과에 대하여 기술하였다. 각각의 연소시험 결과 연소성능 및 연소안정성, 그리고 연소기 내구성 측면에서 충분히 성공적인 데이터를 얻었으며, 이로써 30톤급 액체로켓엔진 케로신 재생냉각 연소기 개발의 기술적인 검증을 완료했다는 의미를 부여할 수 있게 되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.135-140
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• 2006

충돌형(FOOF) 분사기의 불안정 영역을 결정하기 위해 질소분사 음향시험을 수행하였다. 파이프와 오리피스 형상을 가지는 분사기 내 산화제 부분에서 유동속도에 비례하고, 비정상적으로 jumping하는 특정 주파수를 가지는 whistling이 발생한다. 동일한 조건의 연소시험과 비교해 본 결과 whistling 현상은 연소현상에는 영향을 주지 않는다. 질소분사 음향시험과 연소시험에서 얻은 연소실 내 1T1L mode의 damping factor를 비교하여 불안정 영역을 구해보면, 비슷한 조건에서 불안정 영역을 가진다. 이것은 유동의 충돌, 혼합에 의한 유동불안정 현상이 연소시험에서 연소불안정을 발생시키는 주요한 인자임을 의미 한다.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 한국연소학회 2014년도 제49회 KOSCO SYMPOSIUM 초록집
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• pp.153-156
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• 2014

This study was aimed to assess combustion stability for coaxial swirl injector and FOOF impinging injector which would be candidates in liquid rocket engine combustors. Simulating combustion tests under atmospheric condition have been conducted by gaseous oxygen and the mixture of methane and propane, using two actual injectors. By analyzing the measured dynamic pressure signals, we have evaluated the combustion stability margin of both injectors by drawing a stability map.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권10호
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• pp.1038-1047
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• 2009

추력 30톤급 펌프공급방식 액체로켓엔진을 위한 가스발생기 개발 과정에 관하여 기술하였다. 액체산소와 케로신을 추진제로 연료 과농 조건에서 작동하는 가스발생기의 개발을 위해 분사기 개발에서부터 시작하여 축소형, 실물형 개발시제를 거쳐 가스발생기 단품 개발을 성공적으로 완료하였다. 가스발생기 설계 과정에서 다양한 해석적 방법을 적용하였으며 점화 시험, 연소성능 및 연소안정성 평가시험, 내구성 평가시험 등을 통해 가스발생기의 성능요구사항을 시험적으로 검증하였다. 개발된 가스발생기는 연소압 및 혼합비 운용 영역 내에서 안정적으로 작동하며 성능 및 수명 요구조건을 만족시킴을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권10호
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• pp.93-101
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• 2004

액체 로켓엔진에서 발생하는 고주파 연소 불안정성을 예측하기 위해 선형 안정한계를 계산하는 방법을 연구하였다. 기존의 선형이론에 근거하여 유도된 선형 안정한계를 나타내는 안정한계 식을 채택하였으며, 그 식을 구성하는 각각의 항을 정량적으로 평가하는 방안들이 제시되었다. 안정한계 계산에 필요한 열-화학 물성치와 유동 변수를 열역학적 평형계산과 CFD 해석 및 실험 결과로부터 평가하는 구체적 절차들을 상세히 제시하였다. 실제 로켓엔진으로서 시험 데이터가 확보되어 있는 KSR-III 로켓엔진에 대해서 제시한 방법을 적용하여 안정한계 곡선을 구하였다. 계산결과는, 해당 엔진에 대해 정량적으로 타당한 안정한계 곡선을 보여주었다. 이를 토대로 해당 엔진의 안정성 특성을 분석하였다. 본 연구에서 제시된 선형 안정한계 계산 방법은 진정한 예측의 1차적 근사로서 활용할 만한 가치가 있으며, 엔진 개발 초기에 근사적으로 안정성 경향을 분석하기에 유용할 것이다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권9호
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• pp.103-109
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• 2003

액체 로켓 엔진의 개발 과정 중 필연적으로 선행 연구가 수행되어야 하는 연소 안정성 평가 시험(Stability Rating Test)을 위한 펄스건의 국내 자체 개발을 시도하였다. 개발 초기 단계에서의 몸체의 파열 현상을 해결하기 위해 재질을 변경하고 몸체의 두께를 증가시켰다. 또한 기밀성 유지를 위하여, 멤브레인을 장착하여 기폭 시험전의 기밀 시험을 수행하였으며, 기밀 시험 치구를 제작하여 기폭 후의 기밀을 확인하였다. 실제 SRT를 수행하기 위해서는 펄스건의 cavity 홀더 부분의 재사용이 바람직하므로, 이를 해결하기 위해 재설계/재시험 과정이 수행되었다. 이러한 일련의 시험을 통하여 기폭 푸에도 접촉면 상태가 매우 양호한 SRT 적용 부품이 홀더의 디자인을 확정하여 펄스건 개발을 완료하였다.