• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.196-200
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• 2005

단일액체추진제 하이드라진 소형로켓엔진의 이론성능해석을 위한 추진제 연소화합물의 화학평형조성 계산모델이 간략히 제시된다. 성능해석결과는 1 lbf급 추력기의 성능평가 시험결과와 암모니아 몰분율의 관점에서 비교, 분석되고, 노즐팽창비와 추진제 주입압력에 따른 화학평형 조성 및 평균분자량 등이 추가로 제시된다. 이론해석은 단일액체추진제 중 대형급 로켓엔진의 설계변수 도출의 일환으로 시도된다.

• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1998년도 제11회 학술강연회논문집
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• pp.1-1
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• 1998

로켓엔진 추력발생용으로 광범위하게 사용되는 액체추진제는 고성능, 대용량의 액체추진제 로켓엔진에서는 필연적으로 고주파 연소불안정의 문제를 수반하며, 이 연소불안정의 정도는 연소성능과 더불어 엔진개발의 성패를 좌우하는 중요한 여건이 된다. 따라서 안정한 로켓의 비행을 보장하기 위해서는 연소불안정의 문제가 선결되어야 한다. 연소불안정의 기본 메커니즘은 연소기에서 발생하는 압력섭동에 반응하여 불안정한 음향에너지를 되먹임하는 연소과정으로 설명된다. 연소불안정 현상이 발견된 이후 실험 및 이론적 접근에 의해 이와 같은 연소불안정 메커니즘 및 예측에 대한 체계적인 연구가 이루어져 왔으며, 현재까지의 다양한 고주파 연소불안정 예측방법 중에서 음향 및 기화 응답함수를 이용하는 방법은 직관적 고찰에 의존하는 단순한 연소모델을 적용하며 주로 음향적 섭동에 의한 연소의 반응을 연소안정성 평가의 파라메터로 사용한다. 이와 같은 음향적인 예측방법은 연소불안정 현상을 이론적으로 전개하므로 경제적으로 각종 설계변수에 대한 연소불안정의 변화를 구분할 수 있는 장점이 있어 성능 및 호환설계와 병행하여 로켓엔진 연소실의 초기 안정성 설계방법으로 주로 사용된다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권3호
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• pp.47-53
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• 2015

이론성능해석을 통하여 메탄/산소 이원추진제 소형로켓엔진의 형상설계에 필요한 설계인자들을 도출하였다. 로켓엔진의 이론성능 분석을 위해 CEA를 이용하였고, 추력실 내부의 화학반응을 화학평형 상태로 가정하여 엔진의 형상설계에 필요한 최적의 추진제 혼합비, 특성길이, 최적 팽창비 등을 도출하였다. 인젝터의 경우, 미립화 성능이 우수하고, 다른 인젝터 형상에 비해 연소효율이 높은 스월 동축 인젝터를 설계하였다. 노즐형상은 80%의 길이를 갖는 벨형 노즐을 설계하였고, 추력실 내부압력 1.72 MPa, 총 추진제 질량유량 0.18 kg/s, O/F ratio 2.7일 때의 지상연소시험용 로켓엔진의 형상설계 결과를 제시한다.

• 한국추진공학회지
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• 제24권6호
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• pp.85-92
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• 2020

200 N급 기체메탄-액체산소 소형로켓엔진의 연소실 특성길이 1.37 m, 1.71 m, 2.06 m에 대한 연소성능 분석을 위해 지상연소시험을 수행하였다. 로켓엔진의 주요 성능 변수로 정상상태에서의 추력, 비추력, 특성속도 등을 획득하였으며, 연소시험을 통해 확인한 성능특성을 CEA 해석으로부터 구한 이론성능과 비교 및 분석하였다. 연소성능에 대한 특성길이의 영향을 관찰한 결과, 최적의 특성길이는 1.71 m와 2.06 m사이에 존재하는 것이 확인되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제8권2호
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• pp.73-84
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• 2004

로켓모터의 성능을 확인하기 위해 지상에서 연소시험을 수행하여 추력, 압력, 온도. 그리고 변형률 등 필요한 데이터를 계측하지만 측정된 추력은 시험대 동특성으로 인해 실제 추력과는 달리 과도진동이 포함된 왜곡된 형태를 나타낼 수 있다. 이러한 경우에는 추력 최대치나 추력 상승시간 등 로켓모터의 성능을 결정하는 값들의 정확한 값을 얻지 못할 수 있다. 따라서 본 논문에서는 이러한 추력 왜곡 현상의 원인을 분석하고 그 문제점을 해결하기 위한 이론적인 방법을 제안한다. 또한 제안된 방법을 가상 시험대에 적용하여 제안한 방법의 적용 가능성을 확인하고, 차후 실험 데이터를 이용한 추력 추정의 기본적인 방향을 제시하고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.393-397
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• 2006

본 논문에서는 소비톨과 질산칼륨을 이용한 고체추진제의 연소특성을 파악하였다. 여러 연소실험을 통하여 연소속도를 구하고 비추력과 특성배기속도를 이론값과 비교하였다. 추력 측정은 판스프링을 이용한 추력측정장치를 이용하였다. 추진제의 성분비를 변경하면서 실험을 하였으며, 실험값을 바탕으로한 고체추진제의 연소특성은 1mm 노즐의 마이크로 고체로켓의 설계 파라미터로 이용되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.211-217
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• 2003

액체산소와 액화천연가스를 이용한 재생냉각 액체로켓엔진의 특성을 실험적인 방법으로 고찰하였다. 추진제의 상에 따른 재생냉각효과를 규명하기 위하여 물냉각, 천연가스냉각 그리고 액화천연가스 냉각방식 각각에 대해 일련의 시험을 수행하였다 연소실 압력과 혼합비에 따른 연소특성과 연소성능 변화를 고찰하였으며, 연료의 조성변화와 재생냉각에 따른 연료 엔탈피 변화에 따른 액체로켓 엔진의 성능변화를 파악하였다. 시험결과 이론혼합비의 70∼75% 값을 가지는 혼합비에서 최대 특성 속도가 발생하였으며, 연소성능을 나타내는 chamber coefficient는 0.952∼0.98의 값을 보였다.

• 한국추진공학회지
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• 제21권2호
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• pp.72-82
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• 2017

무노즐 부스터는 통합형 로켓 램제트 추진기관에 적용되는 구성품 중 하나이다. 무노즐 고체 부스터의 성능을 예측하기 위해서 간단한 이론적 해석이 L/D=5, 6, 7, 9, 11, 그리고 13에 적용되었다. 연소가스 유동 효과 때문에 경도를 증가시키기 위해서 금속함량이 높은 Al-HTPB 및 Zr-HTPB 추진제가 사용되었다. 간단한 이론 해석과 시험결과 사이의 경향은 유사하게 나타났다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권9호
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• pp.805-815
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• 2007

단일추력의 정상 작동 상태의 액체 로켓 엔진 시스템 모듈화 프로그램을 작성하기 위한 선행 연구로 엔진 주요 구성품들에 대한 성능설계 프로그램을 작성하였다. 주요 구성품으로는 추력실, 원심형 펌프, 충동형 터빈, 재생 냉각 채널 등이 고려되었다. 복잡성을 피하기 위하여 열역학적 관계식 및 비점성 이론을 바탕으로 한 여러가지 관계식들과 간략한 수학적 모델을 사용하였다. 본 논문에서는 도출된 결과를 정성적으로 살펴보고, 주요 설계 파라미터를 바꿔가면서 구성품의 작동특성 변화에 대한 경향성을 검토함으로써 일반적인 구성품 설계 이론에 부합하는가를 확인하였다.