• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제14회 학술강연논문집
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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.

• 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.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1998년도 제10회 학술강연회논문집
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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.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 한국연소학회 2015년도 제51회 KOSCO SYMPOSIUM 초록집
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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.

• 한국추진공학회지
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• 제23권6호
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• pp.51-58
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• 2019

본 연구에서는 소형 무인기에 사용되는 초소형 가스터빈 엔진의 연소기를 3D 프린팅으로 제작하고, 시험 설비와 리그를 제작하여 연소기 단품 성능시험을 수행하였다. 연소기 성능시험은 두 가지 부하조건에서 당량비를 조절하여 각 부하조건 별 4가지 시험조건에서 수행하였다. 성능시험 결과 연소기의 압력손실과 출구온도분포는 우수하였지만, 연소가스에서 다량의 UHC와 CO가 검출되어 연소효율은 일반적인 가스터빈 연소기에 비해 아주 낮음을 확인하였다. 성능시험을 통해 획득한 정량적 성능데이터는 향후 3D 프린팅 기술로 성능이 개선된 연소기의 설계와 제작에 활용 할 예정이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2002년도 제18회 학술발표대회 논문초록집
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• pp.4-5
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• 2002

로켓 엔진의 개발에 있어 성능과 수명(life time)에 가장 문제가 되는 것은 연소 안정성에 있다. 일반적으로 연소 불안정을 야기시키는 것은 3가지로서 축방향(longitudinal), 반경방향(radial)과 접선방향(longitudinal) 모드(mode)가 있다. 이와 같은 모드를 제어하는 방법에는 수동적 제어방법으로 음향공(acoustic cavity)과 배플(baffle)이 있으며, 음향공은 모드에 관계없이 특정한 주파수에 맞추어 체적을 조절하여 음향파(acoustic wave)를 감쇄시키는 것이고 배플은 주파수에 관계없이 접선방향 모드를 제어하는 것이 기본 목적이나 허브(hub)를 설치하여 반경방향 모드까지 제어할 수 있다. 음향공은 엔진의 성능 또는 연소장에는 영향을 주지 않고 작동하는 반면, 배플은 초기 엔진설계를 할 때 고려하지 않으면 후에 배플을 장착하였을 때는 초기 설계의 제한 때문에 장착의 어려움과 성능 및 연소장에 영향을 미쳐 원하지 않는 엔진의 시험 결과를 야기할 수 있다. 본 연구에서는 KSR-III와 동일한 조건의 연소기에서 다양한 배플을 장착하였을 경우에 대하여 성능과 연소장에 대하여 예측하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제14회 학술강연논문집
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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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.326-330
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• 2011

이중연소 램제트엔진의 아음속 연소기의 연소가스와 스크램제트 모드로 흡입되는 흡입공기의 혼합 및 초음속 연소를 고려한 이중연소램제트 성능해석 기법을 개발하고 검증하였다. 극초음속 흡입구의 유동특성을 고려하기 위하여 Taylor-Maccoll 방정식을 사용하였으며 초음속 연소기 해석을 위해 준 1차원 연소모델 및 CEA를 이용한 화학 평형 모델을 적용하였다. 개발된 모델을 통하여 계산된 흡입구와 연소기에서의 열역학 데이터를 수치해석 결과와 비교하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.187-192
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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. 30톤급 실물형 연소기에 대한 첫 채널 냉각 연소시험인 관계로 연소실 채널로 냉각수 물을 케로신 설계 냉각 체적 유량의 110%인 35kg/s와 케로신 냉각과 비슷한 성능을 갖는 유량 18kg/s에 대한 연소시험을 수행하였다. 각각의 연소시험 결과에 대해 기술하였으며, 채널 냉각 연소실에서 냉각 성능이 충분해 케로신 냉각 연소시험이 가능하다는 것을 알 수 있었다.