• Transactions of the Korean Society of Automotive Engineers
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• v.3 no.1
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• pp.45-53
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• 1995

스파크 점화기관에서 화염전파과정에 관한 연구를 수행하기 위하여는, 초기화염핵 구간에서의 화염의 형성과 발달의 거동을 정확히 파악하여야 한다. 그러므로 화염핵의 형성과 발달에 영향을 미치는 최소 화염핵 크기의 이론적인 계산을 수행하였다. 이론식을 정립하기 위하여 열점화 이론을 이용하였다. 최소 화염핵 크기를 계산하기 위해 열전도 계수, 화염온도, 층류연소속도, 기타 열역학적 상태량 등을 계산하였다. 계산에 의존한 화염핵 크기의 신뢰성을 확인하기 위하여, 점화에너지를 변화시킬 수 있는 점화장치를 사용하여 실기 운전을 통하여 희박연소 한계가 그 때의 화염핵이 성정할 수 있는 영역이라고 가정하여 그 정확도를 확인 하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2012.05a
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• pp.493-497
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• 2012

The rocket engine test facility(ReTF) was improved for hot firing tests of 7 ton-class liquid rocket engine combustion chamber, which will be used for the third stage of the Korea Space Launch Vehicle II(KSLV-II), considering convenience of operation and maintenance, flexibility and safety. In this paper, main modifications and functions of improved ReTF were described. 초 록

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.151.2-151.2
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• 2012

터보펌프 구동에 사용된 가스발생기 생성가스를 연소기로 공급하여 주추력 발생에 사용하는 다단연소 사이클 로켓엔진은 고추력을 요하는 우주 발사체에 널리 사용되고 있다. 다단연소 사이클 로켓엔진에 사용되는 가스발생기를 예연소기라 부르며 케로신과 액체산소를 추진제로 하는 다단연소 사이클 로켓엔진에는 산화제 과잉 예연소기가 사용된다. 예연소기는 터보펌프 구동을 목적으로 하기 때문에 예연소기 생성가스의 횡단면 온도분포는 터빈에 의해 제한되는 온도범위 내에서 균일하여야 하며 넓은 운전영역에서 안정적인 연소가 이루어져야 한다. 산화제 과잉 예연소기는 모든 추진제가 혼합헤드를 통해 분사되는 방식과 추진제를 혼합헤드와 연소실로 나누어 공급하는 방식이 있다. 기술검증을 위해 산화제 일부와 연료를 혼합헤드를 통해 연소실에 공급하여 1차 연소시키고 나머지 산화제를 연소실 냉각채널을 거쳐 연소실 중앙의 분사공을 통해 연소실로 주입하여 기화시키는 형태로 최종적으로 연소압 20MPa, 혼합비 60에서 작동하는 산화제 과잉 예연소기를 설계하여 연소시험을 수행하였다. 혼합헤드에는 별도의 점화용 분사기 없이 전체 연료 분사기를 통해 점화용 연료인 TEA/TEB 혼합물을 분사하여 점화하였다. 추진제를 2단으로 공급할 수 있도록 고안된 가압식 연소시험 설비에서 10회, 누적 60초 이상의 연소시험이 성공적으로 수행되었다. 연소시험결과 넓은 작동영역에서 안정적 연소특성과 생성가스 온도 분포의 균일성을 확인할 수 있었다. 고온 고압의 산화제 과잉 예연소기 기술 확보를 통해 케로신/액체산소 다단연소 사이클 로켓엔진 개발을 위한 기술적 기반을 마련하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.37 no.12
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• pp.1245-1251
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• 2009

This paper describes the research on the non-eroding throat insert materials under condition of high-temperature, high-pressure, and long-burn time. C/SiC, CIT and W/$Y_2O_3$ were chosen and tested in thermal protection evaluation motor of burning time 20 seconds. From the test results, a heat resistance of W/$Y_2O_3$ was the most excellent among them, but was happened crack on material surface. Thermal reaction characteristics and heat resistance of these materials and feasibility of W/$Y_2O_3$ as throat material were ascertained.

• Proceedings of the Korean Powder Metallurgy Institute Conference
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• 2006.04a
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• pp.46-47
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• 2006

고주파유도가열 연소합성법으로 60MPa의 기계적 압력과 고주파유도가열 장치의 총용량 (15KW)의 90%의 출력을 가해 75초의 짧은 시간에 97%이상의 상대밀도를 갖는 $TaSi_2-SiC$ 복합체를 제조하였으며, 제조된 시편의 미세조직 사진으로부터 선형분석법으로 측정한 $TaSi_2-SiC$ 의 평균 결정립크기는 각각 250nm 과 60nm 이었다. 또한 제조된 시편을 연마하여 비커스 경도계를 이용하여 기계적 특성평가를 한 결과 경도 와 파괴인성은 각각 $1366Kg/mm^2$ 와 $305MPam^{1/2}$ 이었다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.21 no.4
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• pp.79-88
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• 2017

Ignition test of the fuel-rich propellant coated with ignition support material in the ramjet combustor condition was conducted. Ignition delay and flame holding was measured. Fuel grain consist of HTPB mixed with AP particle 15 wt.%, Al particle 5 wt.%. To cause the short ignition delay, ignition support consist of $NC/BKNO_3$ and composite propellant was coated to the fuel grain. Ethanol blended $H_2O_2$ gas generator control the temperature, pressure, $O_2$ concentration in the oxidizer gas in the air. Gas is supplied with mass flux of $200kg/m^2s$. Through the test ignition support operated well and ignition delay of 0.6 second and the Flame was sustained.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2002.10a
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• pp.8-8
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• 2002

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2005.11a
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• pp.235-239
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• 2005

A 30-tonf-class fullscale thrust chamber for the application to a LEO SLV has been combustion tested over the wide ranges of a mixture ratio and a chamber pressure. The thrust chamber designed for an open cycle engine with a turbopump was tested with a ablative combustion chamber instead of a regenerative chamber to first evaluate its performance and function. The test results revealed stable combustion characteristics. The hardware survived the harsh environment and showed very sound functional characteristics. The estimated combustion efficiency of the chamber turned out to be 95% and a specific impulse at sea level was estimated as 254sec, which are comparable to or above the predicted design values.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.10 no.4
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• pp.40-46
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• 2006

A 30-tonf-class fullscale thrust chamber for the application to a Low-Earth-Orbit Space Launch Vehicle has been combustion tested over the wide ranges of a mixture ratio and a chamber pressure. The thrust chamber designed for a pump-fed open cycle engine was tested with an ablative chamber instead of a regenerative one for the initial evaluation of its performance and function. The test results revealed stable combustion characteristics. The hardware survived the harsh environment and showed very sound functional characteristics. The measured combustion efficiency turned out to be 95% and a specific impulse at sea level was estimated as 254sec, which are comparable to or above the predetermined design values.

• The Journal of Korea Institute of Information, Electronics, and Communication Technology
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• v.2 no.4
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• pp.29-36
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• 2009

The fuzzy controller of the FFH(Fuel Fired Heater) used for vehicle is designed in this study. Two of the most important things of the pre-heater are how fast it can be at the set temperature and how to reduce the temperature deviation in the space to a minimum. The temperature deviation of the existed FFH with PI controller for temperature controller was reduced. Also, the fuzzy controller improved the response characteristics, and then the performance was inspected. When setting the temperature in this designed fuzzy controller, it took 12 minutes in the existed PI control method to reach $25^{\circ}C$. However, it took 9 minutes and 20 seconds in the fuzzy control method. Therefore, it is proved that the fuzzy controller is better than the existed one with fast response performance as 2 minutes 40 seconds. The temperature deviation was $2.4^{\circ}C$ in the existed control method but $1.6^{\circ}C$ in the designed fuzzy controller. Accordingly, the temperature deviation was improved too.