• 한국추진공학회지
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• 제18권6호
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• pp.11-18
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• 2014

아산화질소/에탄올 추진제 조합을 사용하는 50 N급 추력기 분사기 인접부에서 shadowgraph 기법을 사용하여 연소 유동장을 가시화하였다. 설계 작동조건에서 폭발성 점화가 일어났으며, 급격히 팽창하는 연소가스에 의해 순간적으로 소염되는 현상이 관찰되었다. 최초 점화로부터 약 83 ms 뒤 추진제 분무는 재점화 되었으며, 그로부터 약 23 ms 후 화염이 안정화되는 것이 관찰되었다. 동일한 시퀀스에서 설계 조건보다 산화제 유량을 증가시킨 경우, 소염 현상 없이 완만한 연소 압력 과도 특성을 보였으며 최초 점화로부터 약 17 ms이내에 화염 안정화가 이루어졌다. 이는 점화 직전의 연소기 내부 미연 추진제 혼합 향상에 의한 것으로 생각되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.101-104
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• 2010

최근 무인기 혹은 소형 항공기들에 대한 수요가 증가함에 따라 소형 터보제트 혹은 터보팬 엔진의 수요가 꾸준히 증가하고 있다. 이러한 소형 엔진은 요구 추력을 달성하면서 크기와 무게를 줄이는 것이 가장 중요한 설계 인자인데, 이는 곧 비추력(Thrust to Weight) 값이 매우 높음을 의미한다. 비추력 값이 높은 엔진을 설계하기 위해서, 압축기 혹은 터빈 등의 핵심구성품의 경우 크기를 줄이고 단수를 줄이는 방법이 가장 효과적이다. 특히 축류압축기의 경우 일반적으로 다단으로 구성하는데 여러 단으로 구성된 압축기 중에서 단수를 줄이고 남은 단에서의 압력비를 높이는 '고부하 압축기'를 채용함으로써 이러한 문제를 해결할 수 있다. 최근 국내에서도 축류형 압축기에 대한 개발의 필요성이 꾸준히 제기되고 있으며, 이에 본 논문에서는 고부하 축류형 압축기의 설계 및 성능 리뷰 중 주요한 사항에 대해 소개하고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.189-192
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• 2003

추진제 주입 압력 350 psi 에서 0.95 lbf 의 정상상태 공칭추력을 내는 단일액체추진제 하이드라진 추력기의 검증을 위한 성능 요구조건과 시험결과를 요약한다. 성능특성은 정상상태 및 펄스 모우드 연소상태에서의 추력 거동으로 제시되고 지상연소시험과정이 간략히 소개된다.

• 대한조선학회논문집
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• 제44권3호
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• pp.238-247
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• 2007

This paper presents the thrust loss suppression algorithm in the electric propulsion ship. The thrust loss due to cavitation can be regarded as the disturbance torque. The disturbance torque is estimated by means of the disturbance observer. Considering the estimated disturbance torque, the speed reference of the propeller is modified to suppress the thrust loss. The experimental results which performed in the cavitation tunnel with electric machine operating system and its controller will be shown to verify the proposed algorithm.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1997년도 제9회 학술강연회논문집
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• pp.3-3
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• 1997

미사일 수직발사 시스템은 공간을 작게 차지하고 간편하여 각국이 선호하고 있다. 그러나 수직발사 초기에는 매우 낮은 속도로 상승하므로 Fin의 공력이 발생하지 않기 때문에 추력방향을 직접제어하지 않으면 안된다. 추력방향 제어장치는 Gimbal, Jet Vane, Jet Tab, Secondary Injection 등 여러 방식이 있으나 Jet Vane Type의 추력 방향 제어장치는 응답이 빠르고 경량화가 가능하며 후방 Fin과의 연동 및 작동 후 분리가 가능하다는 장점으로 인해 수직발사 미사일의 초기 방향제어에 주로 사용한다. 이 장치는 Vane이 화염 속에서 직접 구동되므로 고내열성 재료의 기술이 필요하며 미사일의 전체 System에 요구되는 Side Force를 발생시키기 위한 Vane의 최대 받음각 및 회전속도를 결정해야 한다. 따라서 초음속 유동해석을 통해서 Vane의 받음각에 대한 Side Force와 Torque를 계산하며, 구조해석을 통해 Side Force가 가해지는 동안의 Housing의 굽힘, 비틀림 하중 등을 계산하였다. 또한 Controller는 기존의 유압방식보다도 소형이며 복잡하지 않고 가격이 싼 DC Motor와 감속기를 이용하여 빠른 응답성에 부합토록 설계하였다. 본론에서는 성능과 관련된 초기 요구조건에 대한 최적설계의 변수들을 해석하고. 그에 따른 개발사양, 개발 과정, 구조, 시험방법 등에 대해 고찰하고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권4호
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• pp.299-304
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• 2013

이온성 액체 추진제인 HAN은 무독성의 높은 저장성을 갖는 단일 추진제로서 메탄올을 혼합하여 비추력을 향상시켜 하이드라진을 대체할 수 있을 있다. HAN은 하이드록실아민과 질산의 산-염기 반응을 통해 합성하며, 메탄올과 8.2:1의 비율로 혼합한다. HAN의 분해를 위해서 이리듐 촉매를 사용하며, 하나의 오리피스를 갖는 1 N급 추력기를 사용하여 HAN/메탄올 추진제의 성능 평가를 수행하였다. 메탄올 연소로 인해 반응 생성물의 온도가 높기 때문에 디스트리뷰터의 열적 안정성을 향상시키기 위해 세라믹 재료를 적용하였다. 완전한 분해를 위해서는 최소 $400^{\circ}C$의 예열 온도를 필요로 하였다. 높은 $C^*$ 효율을 얻기 위해서는 가압 압력이 높아져야 했으며, 이로 인해 촉매 상단의 분해 성능이 저하되면서 전체 추력기 성능 저하가 유발되었다. 이를 해결하기 위해 미세한 금속 메쉬를 인젝터 후단에 삽입하여 추진제의 분무 특성을 향상시켰으며, 실험 결과 촉매의 성능 저하 현상이 개선되었음을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권10호
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• pp.791-799
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• 2020

2019년 10월 발사된 Northrop Grumman사의 MEV-1(Mission Extenstion Vehicle)은 세계 최초의 무인임무로서 궤도상 유지보수(On-Orbit Servicing)가 실질적으로 가능함을 보였다. 물론 궤도상 유지보수 임무는 수십 년 전부터 제안된 개념으로 운영 중인 위성에 대한 궤도수정 및 유지, 추진제/장비 보급 및 업그레이드, 수리, 궤도상 조립 및 제작, 우주잔해 처리 등 다양한 임무개념으로 발전되고 있으며, 이번 MEV-1 임무의 성공으로 향후 세계적으로 정부기관 및 민간분야 위성사업에서의 시장이 확대될 것으로 예상된다. 궤도상 유지보수 임무는 임무의 특성상 기본적으로 고효율의 전기추진시스템의 활용은 필수적이다. 본 연구에서는 전기추진시스템 중 홀추력기를 활용한 간단한 궤도상 유지보수 임무에 대한 임무해석 내용을 소개하고자 한다. 임무사례로서 정지궤도위성의 수명연장 임무에 대해 다양한 홀추력기 설계변수조합에 대한 설계공간탐색을 수행하고, 설계공간분석 및 최적화를 통해 고려하는 임무에 적합한 홀추력기의 설계 및 운용 파라미터를 제안함과 동시에 임무성능을 도출하였다. 추가적으로 현재 궤도상 유지보수 임무해석 시 개선점과 홀추력기를 활용한 우주임무해석에서의 발전방향을 고찰하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.251-256
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• 2008

본 연구에서는 소형 무인기의 추진체로 사용되는 덕티드 팬의 공력특성 연구를 위해 덕티드 팬 입/출구의 3차원 유동장 측정과 추력 특성 분석을 수행하였다. 3차원 유동장 측정은 정온형 열선유속계를 통하여 수행되었으며, 추력은 육분력 밸런스를 이용하여 측정하였다. 측풍의 영향을 고려하기 위해 덕티드 팬을 풍동시험기내 유동방향에 대하여 $90^{\circ}$ 회전시켜 설치하였다. 풍동시험을 통하여 4.5 m/s의 측풍으로 인한 덕티드 팬 유동장 및 추력의 변화를 분석하였다.

• 항공우주기술
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• 제11권1호
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• pp.78-83
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• 2012

발사체에서 요구되는 고추력을 생성하기 위해서는 고추력 엔진 1기 혹은 낮은 추력의 엔진 여러 기를 클러스터링하는 방법을 사용한다. 각각의 장단점이 있지만, 발사체를 구성하는 시점에서 가용한 엔진 혹은 개발 가능한 엔진을 사용하여 요구 추력을 생성하게 된다. 한국형발사체의 1단 추진기관 시스템에 요구되는 추력은 300톤급으로 단일 엔진 시스템으로 구성하기에는 현 수준에선 무리가 있다고 판단되어 75톤급 액체 엔진 4기를 클러스터링하여 구성한다. 본 자료에서는 한국형발사체의 1단 클러스터드 엔진 배치에 대한 개념에 대해 다룬다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권5호
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• pp.109-115
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• 2004

액체산소와 등유를 추진제로 사용하는 액체로켓엔진 터보펌프의 기본설계 사양을 도출하기 위한 1차원 시스템 설계 프로그램을 개발하였다. 터보펌프식 액체로켓엔진 시스템으로는 가스발생기 사이클과 단계식 연소 사이클 두 가지 사양을 고려하였다. 시스템 해석을 통하여 엔진 시스템의 유량 밸런스, 추력, 비추력, 혼합비, 터보펌프의 출력, 터빈 팽창비에 대한 분석이 수행되었으며 가스발생기를 제외한 대부분의 설계변수들이 실제 엔진과 잘 일치하는 결과를 얻었다. 본 논문에서는 개발된 1차원 시스템 설계 프로그램을 사용하여 임의의 액체로켓엔진 추력에 대한 터보펌프 기본 사양을 도출할 수 있음을 확인하였다.