• 한국추진공학회지
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• 제26권6호
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• pp.10-20
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• 2022

본 연구에서는 케로신 다단연소사이클 엔진용 예연소기를 설계하기 위해, 고압의 산화제 과잉 조건에서 예연소가스를 계산하고 냉각유로에서 극저온 유체의 복합열전달 및 수력 특성을 해석할 수 있는 설계코드를 개발하였다. 사용자 편의성과 범용성을 가진 오픈 소스 라이브러리 Cantera를 활용하였으며, 실제유체의 열역학/전달 상태량을 정확히 계산하기 위해 관련 소스 코드들을 새로 작성하여 Cantera에 추가하였다. 현재 예비설계 중인 100톤급 부스터 엔진용 예연소기에 적용하였으며, CFD 해석결과와 비교를 통해 설계코드로서의 예측 정확도와 활용성을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.583-588
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• 2008

A spacecraft propulsion system utilizing the energy of the solar wind was reviewed. The first plasma sail concept was proposed by Prof. Winglee in 2000, and that was called M2P2(mini-magnetospheric plasmapropulsion). However, the first M2P2 design adopting a small(20-cm-diamter) coil and a small helicon plasma source design was criticized by Dr. Khazanov in 2003. He insisted that: 1) MHD is not an appropriate approximation to describe the M2P2 design by Winglee, and with ion kinetic simulation, it was shown that the M2P2 design could provide only negligible thrust; 2) considerably larger sails(than that Winglee proposed) would be required to tap the energy of the solar wind. We started our plasma ssail study in 2003, and it is shown that moderately sized magnetic sails can produce sub-Newton-class thrust in the ion inertial scale(${\sim}70$ km). Currently, we are continuing our efforts to make a feasibly sized plasma sail(Magnetoplasma sail) by optimizing the magnetic field inflation process Winglee proposed.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.671-686
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• 2004

The shock-induced combustion ramjet (shcramjet) is a hypersonic airbreathing propulsion concept which over-comes the drawbacks of the long, massive combustors present in the scramjet by using a standing oblique detonation wave (a coupled shock-combustion front) as a means of nearly instantaneous heat addition. A novel shcramjet combustor design that makes use of wedge-shaped flameholders to avoid detonation wave-wall interactions is proposed and analyzed with computational fluid dynamics (CFD) simulations in this study. The laminar, two-dimensional Navier-Stokes equations coupled with a non-equilibrium hydrogen-air combustion model based on chemical kinetics are used to represent the physical system. The equations are solved with the WARP (window-allocatable resolver for propulsion) CFD code (see: Parent, B. and Sislian, J. P., “The Use of Domain Decomposition in Accelerating the Convergence of Quasihyperbolic Systems”, J. of Comp. Physics, Vol. 179, No. 1,2002, pages 140-169). The solver was validated with experimental results found in the literature. A series of steady-state numerical simulations was conducted using WARP and it was deter-mined by means of thrust potential calculations that this combustor design is a viable one for shcramjet propulsion: assuming a shcramjet flight Mach number of twelve at an altitude of 36,000 m, the geometrical dimensions used for the combustor give rise to an operational range for combustor inlet Mach numbers between six and eight. Different shcramjet flight Mach numbers would require different combustor dimensions and hence a variable geometry system in or-der to be viable.

• 한국추진공학회지
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• 제25권4호
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• pp.43-52
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• 2021

본 연구에서는 기계식 추진 시스템인 CODOG 구조의 통합 제어를 위하여 구성 모듈인 가스터빈 엔진의 성능 모델링 및 시뮬레이션을 수행하였다. 엔진 모델은 상위 제어기 및 타 구성 모듈과의 통합이 용이하도록 MATLAB/Simulink를 이용하였으며, 시스템의 구성 및 목적에 맞는 입/출력 설정이 가능하도록 구성하였다. 일반적으로 엔진 제작사는 엔진 및 구성요소의 성능 데이터를 제공하지 않는다. 따라서 가스터빈 엔진에 대한 모델링 기법으로 구성요소의 맵을 스케일링하여 성능 데이터를 확보하는 CMF 기법을 적용하였다. 생성한 모델 및 시뮬레이션 프로그램을 이용하여 정상상태 및 동적 해석 시험을 수행하였으며, 최종 출력 결과에 대해 최대 오차 5% 이내의 신뢰성을 확보하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.205-210
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• 2004

The pulse detonation engine (PDE) has recently expected as a new aerospace propulsion system. The PDE system has high thermal efficiency because of its constant-volume combustion and its simple tube structure. We measured thrust of single-tube pulse detonation rocket (PDR) by two methods using the PDR-Engineering Model (full scale model) for ground testing. The first involved measuring the displacement of the PDR-EM by laser displacement meter, and the second involved measuring the time-averaged thrust by combining a load cell and a spring-damper system. From these two measurements, we obtained 130.1 N of time-averaged thrust, which corresponds to 321.2 sec of effective specific impulse (ISP). As well, we measured the heat flux in the wall of PDE tubes. The heat flux was approximately 400 ㎾/$m^2$. We constructed the PDR-Flight Mode] (PDR-FM). In the vertical flight test in a laboratory, the PDR-FM was flying and keeping its altitude almost constant during 0.3 sec.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.200-203
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• 2011

Supersonic ejectors are simple mechanical components, which generally perform mixing and recompression of two fluid streams. Ejectors have found many applications in engineering. In aerospace engineering, they are used for high altitude testing (HAT) of a propulsion system by reducing the pressure of a test chamber. It is composed of three major sections: a vacuum test chamber, a propulsive nozzle, and a supersonic exhaust diffuser (SED). This paper aims at the improvement in HAT facility by focusing attention on the vertical firing rocket test stand with shock generators. Shock generators are mounted inside the SED for improving the pressure recovery. The results clearly showed that the performance of the ejector-diffuser system was improved with the addition of shock generators. The improvement comes in the form of reduction of the starting pressure ratio and the vertical height of test stand. It is also shown that shock generators are useful in reducing the total pressure loss in the SED.

• 한국추진공학회지
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• 제4권1호
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• pp.102-108
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• 2000

세계 여러나라의 유도무기체계에 적용되고 있거나 개발중인 착화기술의 개략적인 특성과 장단점을 제시하고, 각 기술의 수행능력인 성능, 신뢰성, 안전성, 가격 등을 비교 분석하였다. 분석결과, 어느 무기체계에서나 만족될 수 있는 만능적인 착화기술은 없으며 적용요구조건과 비용에 따라 각기 특별한 장단점을 가진다. 그러나 현재 선진국에서 개발되어 시험 적용되고 있는 다이오드 레이져를 이용한 착화방법은 본질적인 잇점들 때문에 차후 유도무기 착화기술에 지배적으로 사용될 것으로 판단된다.

• 한국추진공학회지
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• 제23권3호
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• pp.88-95
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• 2019

수소 토치 점화 시스템은 순수한 알루미늄을 이용하여 점화가 가능하고 점화 방법이 간단해 알루미늄 연소 시스템으로 많이 사용되고 있다. 하지만 기존의 수소 토치 점화 시스템은 수소 공급을 위해 고압의 수소탱크가 필요해 무게가 무거워지는 단점이 있다. 이러한 문제를 해결하기 위해 본 연구에서는 고체 화학수소화물인 $NaBH_4$를 이용한 수소 점화 시스템을 설계하였다. $NaBH_4$는 약 $500^{\circ}C$에서 열분해가 시작되고 수소가 발생한다. $NaBH_4$ 열분해 특성에 영향을 미치는 변인들을 분석하고, $NaBH_4$ 기반 수소 점화 시스템을 이용해 알루미늄 연소 실험을 수행하여 실제 시스템 적용 가능성에 대해 검증 하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제25권3호
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• pp.62-80
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• 2021

차세대 추진기관에 대한 요구조건과 좋은 추진제의 조건을 정리하였다. 국내외에서 주로 관심을 받고 있는 연료인 케로신, 수소, 메탄의 특성과 효용성을 상호비교하였다. 비교 결과 메탄이 신뢰성, 비용, 재사용성, 유지보수, 친환경, 안전성, 수명, 기술적 난이도, 엔진 사이클 선택, 공통격벽, 무분해 조립 납품 등에서 다른 연료보다 더 유리한 것으로 평가되었다. 그리고 성능 면에서도 케로신보다 비추력이 높아서 발사체의 효율을 증가시킬 수 있다. 메탄은 친환경, 낮은 연소온도, 긴수명, 유지보수의 편의성을 가지고 있어서 재사용과 다목적 엔진 개발에 장점이 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제24권2호
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• pp.83-93
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• 2020

압력전달시스템의 주파수응답특성의 효과 때문에 동압센서를 하드웨어에 flush 마운트 형태로 설치해야 한다. 그러나 측정을 위한 포트 주변의 협소한 조건 혹은 고온의 연소가스로부터 센서가 손상되는 것을 막기 위해 벽면 안쪽에 recess 마운트 방식을 설계하기도 한다. 압력전달시스템에서 동압 신호의 왜곡이 발생하기 때문에 동적 응답 특성을 반드시 고려해야 한다. 본 연구에서는 섭동 모델과 2차 축소 모델을 실험치와 비교하였고 주파수응답모델을 선택하기 위한 가이드라인을 제시하였다.