• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.148.2-148.2
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• 2012

2차 대전 이후 미국과 소련의 우주 경쟁으로 인해 로켓엔진에 대한 많은 발전이 이루어졌고 그 결과 새로운 엔진 사이클과 많은 종류의 추진제가 개발되었다. 냉전 후 많은 ICBM이 민간용으로 개조되었지만 대부분의 민간용 발사체는 연료로 케로신과 액체수소를 사용하고 있다. 아폴로 계획까지 우주개발 초창기에는 미, 소 양국 모두 케로신 엔진을 주축으로 사용하였으나 우주왕복선의 시대가 도래한 이후 미국에서는 수소엔진을 주력으로 사용하였다. 그러나 현재 우주왕복선이 퇴역한 이후 러시아의 도움을 받아 개발 혹은 수입된 케로신 엔진이 델타와 아틀라스에 사용되고 있다. 또한 최초의 민간발사체인 팰콘에도 멀린이라는 케로신 엔진이 적용되었다. 수소엔진 이후에 새로이 개발되고 있는 메탄엔진은 아직 실용화에는 이르지 못하였기 때문에 적어도 당분간은 케로신 엔진이 로켓엔진 분야를 선도할 것으로 보인다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.12-15
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• 2011

현재 가장 널리 쓰이고 있는 케로신-액체산소 액체로켓엔진은 신뢰도와 개발 비용의 문제로 이전의 설계에서 크게 벗어나지 않은 스킴을 사용하고 있다. 하지만 냉각 방법, 엔진 싸이클 및 냉각유로 형상의 변경, 추진제가 아닌 추가의 냉각제 이용 등의 여러 방법으로 효율을 향상시킬 수 있다. 여기에서는 그 중 냉각제를 케로신에서 액체산소로 변경하여 효율이 높아진 사례에 대하여 기술한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.29-32
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• 2009

본 연구는 과산화수소/케로신을 추진제로 사용하는 액체로켓엔진의 연소시험설비 개발에 관한 연구이다. 새로운 연소시험설비 위하여 추력 측정 장치, 추진제 공급라인, 제어 및 계측시스템을 구축하였다. 그리고 연소시험 운용을 위한 시나리오 및 Sequence를 설계하였고 연소시험설비의 안정성을 확인하기 위하여 200N급 액체로켓엔진으로 연소시험을 수행하였다. 연소시험 수행 결과 안정적인 유량공급을 확인 하였고 과산화수소/케로신을 추진제로 사용하는 액체로켓엔진의 연소시험설비 개발이 잘 이루어 졌음을 확인 할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제25권3호
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• pp.101-112
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• 2021

SpaceX는 Falcon 9과 Falcon Heavy의 재사용을 통해 다양한 탑재중량 포트폴리오를 구성하고, 한 종류의 엔진을 사용하여 발사체를 구성하며, 케로신 엔진에서 메탄 엔진으로의 전환, 3D 프린팅 사용 등 다양한 전략을 보여주고 있다. 본 연구에서는 아리랑 위성에서 천리안 위성까지 다양한 탑재중량 및 궤도를 감당할 수 있는 발사체 안을 구성하였으며, 케로신 가스발생기 사이클 엔진, 케로신다단연소 사이클 엔진, 메탄 다단연소 사이클 엔진을 사용한 10가지 발사체 안에 대해서 검토하였다. 10가지 안 중 35톤급 메탄 엔진을 사용한 재사용 발사체가 개발 가능성 측면에서 좋은 안으로 평가되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권4호
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• pp.111-117
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• 2004

케로신과 액체산소를 추진제로 하며, 10톤을 설계 추력으로 하는 우주 발사체의 2단용 액체로켓엔진의 재생 냉각 특성에 대한 해석적 연구를 수행하였다. 또한 보조적인 냉각 방법으로서 노즐 확장부에는 대기로의 복사 방열에 의한 냉각을 적용하였다. 본 연구를 통해, 케로신을 연료로 하는 10톤 추력의 2단용 액체로켓엔진에서 재생냉각과 복사 냉각에 의한 냉각 기구만으로는 소재의 열 및 열구조적인 불안정성과 냉각채널에서의 과다한 압력강하에 의해 적합하지 않다는 것을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제21회 추계학술대회 논문집
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• pp.83-88
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• 2003

케로신과 액체 산소를 추진제로 하며, 10톤을 설계 추력으로 하는 우주 발사체의 2단용 액 체로켓엔진의 재생 냉각 특성 에 대한 해석적 연구를 수행하였다. 또한 보조적인 냉각 방법으로서 노즐 확장부에는 대기로의 복사 방열에 의한 냉각을 적용하였다. 본 연구를 통해, 케로신을 연료로 하는 10톤 추력의 2단용 액체로켓 엔진에서 재생 냉각과 복사 냉각에 의한 냉각 기구만으로는 냉각 방법으로 적합하지는 않다는 것을 확인하였다. 따라서 새로운 냉각 방법으로서 막냉각 기법이 도입되었으며, 액체로켓엔진의 열적 불안정성을 제거하는데 효과적인 냉각방법임을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.19-23
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• 2010

초임계 환경에서 작동하는 액체 로켓 엔진의 케로신 스월 인젝터에서 케로신 물성치에 따른 인젝터 내외에서의 분사 특성을 연구하였다. 케로신의 물성치를 계산하기 위해 surrogate 모델이 적용되었다. 난류 수치 모델은 large eddy simulation을 기반으로 하였으며 SRK 상태 방정식, Chung의 기법을 포함하고 있다. 초임계 환경의 수치 해석 결과는 천이 임계 조건의 결과와 비교되었으며 스월 인젝터 내부의 액막과 중심부 사이의 밀도 및 점성 계수 분포의 차이가 관찰되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.61-64
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• 2009

본 연구에서는 액체 로켓 엔진의 연소 시험을 통하여 O/F ratio가 연소 성능에 미치는 영향을 측정하였다. 사용된 분사기는 추력 200 N, 챔버 압 10 bar로 설계된 샤워헤드형 이며, 점화 방식은 촉매점화를 선택하였고. 과산화수소와 케로신을 추진제로 사용하였다. 본 실험을 통해서 로켓의 효율을 보다 증가시킬 수 있는 방법으로 O/F ratio가 연소 성능에 미치는 영향을 측정하여 O/F ratio의 운용조건을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.139-143
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• 2005

액체로켓엔진의 성능 및 냉각특성 연구를 위한 연소시험장치가 개발되었다. 본 시험장치는 액체산소와 케로신을 추진제로 사용하는 추력 1 KN 이하의 액체로켓엔진의 성능 및 냉각 특성연구가 가능하며, 일련의 연소시험을 통해 정상적인 작동을 확인할 수 있다. 또한 케로신 중심 분사 방식의 동축형 인젝터를 사용하는 엔진에 대해 물 냉각 연소시험을 수행하고 연소시험과 CEC86을 이용한 연소해석 결과를 통해 액체로켓엔진 성능 인자로서, 특성속도, 비추력 관점에서, 추진제 혼합비 및 연소실 압력의 영향을 분석한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제21회 추계학술대회 논문집
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• pp.78-82
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• 2003

우주발사체의 2단용 엔진으로 10톤급 케로신 재생 냉각 방식의 액체로켓엔진에 대한 보조 냉각 기구로서, 막냉각을 고려한 냉각특성에 대한 해석적 연구를 수행하였다. 연소기내에서 연소가스의 유동이 축방향으로 층류화되어 있다는 개념하에, 엔진 단면을 서로 독립적인 중심부와 외곽부로 나누며, 외곽부에는 여분의 연료를 분무시킴으로써 연소가스 온도를 낮추어 냉각채널로 전달되는 열유속량과 벽면 온도를 감소시킬 수 있었으며, 엔진의 열적 안정성을 향상시킬 수 있었다.