• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.484-488
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• 2012

한국항공우주연구원은 한국형발사체 3단용 7톤급 터보펌프 방식 엔진의 개발 및 인증을 위한 3단 엔진 연소시험설비 구축을 계획하고 있으며 그 첫 단계로 개념설계를 수행하였다. 나로우주센터에 구축될 예정인 3단 엔진 연소시험설비는 추진제와 고압가스를 엔진에 공급하여 지상 조건 및 고공 조건 연소 시험을 수행할 수 있도록 구성된다. 고공환경 모사는 액체로켓엔진의 후류제트로 작동되는 초음속 디퓨저로 구현된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.361-364
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• 2009

마이크로 인공위성에 적용가능한 마이크로 추력기를 개발하기 위해서는 우주환경을 모사할 수 있는 진공설비가 요구된다. 본 논문에서는 $10^{-5}\;torr$의 진공도를 목표로 정하고 진공설비를 구축하였고, $100{\sim}120\;km$의 고도를 모사한다. 장치 선정 및 실제 장치 구축 후 진공도 성능 실험을 수행하였고 저진공 펌프를 작동시켜 누센펌프의 멤브레인에 따른 특성연구를 진행하였다. 또한 향후 열진공챔버로의 전환을 위한 계획을 서술하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제21회 추계학술대회 논문집
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• pp.13-19
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• 2003

램제트 및 스크램 제트 엔진의 개발을 위한 초음속 지상 추진 시험설비는 고고도, 고속 비행 조건을 모사하기 위해 고도 및 마하수에 따른 공기의 전압력과 전온도, 연소실 유입공기의 산소 농도 및 비열비 등의 조건을 구현할 수 있어야 한다. 그리고 비행체에서 발생하는 경사충격파의 영향을 모사할 수 있어야 한다. 본 연구에서 설계한 지상 추진 시험 설비는 초음속 자유 제트 불어내기(Supersonic free-jet blowdown)방식으로, 고압공기 공급원(최대 가압 압력 32MPa), 가열기(Vitiation 타입), 초음속 디퓨저, 이젝터 및 시험부(노즐 출구=200mm$\times$200mm)등으로 구성되어 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제7권4호
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• pp.53-62
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• 2003

램제트 및 스크램 제트 엔진의 개발을 위한 초음속 지상 추진 시험설비는 고고도, 고속 비행 조건을 모사하기 위해 고도 및 마하수에 따른 공기의 전압력과 전온도, 연소실 유입공기의 산소 농도 및 비열비 등의 조건을 구현할 수 있어야 한다. 그리고 비행체에서 발생하는 경사충격파의 영향을 모사할 수 있어야 한다. 본 연구에서 설계한 지상 추진 시험 설비는 초음속 자유 제트 불어내기 방식으로, 고압공기 공급원(최대 가압 압력 32MPa), 가열기(vitiation 타입), 초음속 디퓨저, 이젝터 및 시험부(노즐 출구=200mm${\times}$200mm)등으로 구성되어 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권6호
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• pp.53-59
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• 2010

본 연구는 최소 압력 모사로 엔진 배기가스를 배출시키기 위한 최적 이젝터 크기를 결정하기 위한 것을 목적으로 한다. 실험 챔버로 유입되는 2차 냉각 공기는 유량제어 밸브들과 진공펌프가 장착된 배출구를 통해 엔진배기가스는 분리되어 배출된다. 기존 고도시험 장치와 달리, 본 연구에 제안한 형상은 기존 이젝터의 압력 회복을 개선한 좀 더 작은 포획 면적을 가진 배기 이젝트를 사용하면 가스에 스텔링 챔버로 부터 20% 냉각 공기를 부가하여 배출시키도록 크기가 정해진다. 제안된 형상은 벨마우스 이젝터와 엔진배기 출구의 면적비가 이론적으로 약 1.2를 갖는다. 제안된 형상의 혼합 공기 모사결과에 따르면 큰 에너지는 기존 시스템 비해 좀 더 개선된 압력 회복과 감소된 전력 소모를 같음을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.56-61
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• 2011

한국형발사체 추진기관 개발을 위한 연소기 연소시험설비, 터보펌프 실매질 시험설비, 3단 엔진 연소시험설비, 엔진 지상 및 고공모사 연소시험설비, 추진기관 시스템 시험설비 구축 계획에 대해 간략히 기술하였다. 연소기, 터보펌프, 엔진 시험설비에서는 3단 엔진 및 75톤급 액체로켓엔진의 부품 및 엔진시스템의 개발 및 인증시험을 수행할 예정이고, 추진기관 시스템 시험설비에서는 한국형발사체 1/2/3단용 추진기관 시스템의 개발 시험을 수행할 예정이다. 추진기관 시험설비는 나로우주센터에 건설될 예정이며 구축 일정, 예산, 안전거리, 효율성 등을 고려하여 구축하고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.343-346
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• 2010

한국형발사체 추진기관 개발을 위한 연소기 연소시험설비, 터보펌프 실매질 시험설비, 엔진 지상 및 고공모사 연소시험설비, 추진기관시스템 시험설비 구축 계획에 대해 간략히 기술하였다. 연소기, 터보펌프, 엔진 시험설비에서는 75톤급 액체로켓엔진의 부품 및 엔진시스템의 개발 및 인증시험을 수행할 예정이고, 추진기관시스템시험설비에서는 한국형발사체 1/2/3단용 추진기관시스템의 개발 시험을 수행할 예정이다. 추진기관 시험설비는 나로우주센터에 건설될 예정이며 구축 일정, 예산, 안전거리, 효율성 등을 고려하여 구축하고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.139-142
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• 2012

한국형발사체 추진기관 개발을 위한 연소기 연소시험설비, 터보펌프 실매질 시험설비, 3단 엔진 연소시험설비, 엔진 지상 및 고공모사 연소시험설비, 추진기관 시스템 시험설비의 배치 및 구축 현황에 대해 간략히 기술하였다. 연소기, 터보펌프, 엔진 시험설비에서는 3단 엔진 및 75톤급 액체로켓엔진의 부품 및 엔진시스템의 개발 및 인증시험을 수행할 예정이고, 추진기관 시스템 시험설비에서는 한국형발사체 1/2/3단용 추진기관 시스템의 개발 시험을 수행할 예정이다. 현재 연소기 및 터보펌프 시험설비의 경우 장기 납품 품목의 발주 완료 등 구축 중에 있으며, 엔진 및 추진기관 시스템 시험설비의 경우 상세설계를 준비 중에 있다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제38권4호
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• pp.279-288
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• 2014

본 연구에서는 고공 환경 모사를 위하여 2차목 초음속 디퓨저를 Normal Shock Model를 이용하여 설계/제작하였다. 2차목 디퓨저의 주요 설계 변수인 2차목 디퓨저의 길이와 직경 변화에 따른 성능 특성을 고찰하기 위하여, 상온 고압 질소 가스를 이용하여 디퓨저 성능 실험을 수행하였다. 다양한 디퓨저 길이에 따른 실험 결과 2차목 디퓨저의 시동 특성은 디퓨저 입구 길이($L_d$)가 증가함에 따라 아주 미세하게 향상되었으나, 2차목 디퓨저 길이비($L_{st}/D_{st}$)와 확대부 길이($L_s$)의 증가에 따라서는 크게 향상되었다. 또한 다양한 디퓨저 직경 변화에 따른 실험 결과, 시동 압력과 진공 챔버 압력은 모두 이론 설계 면적비($A_d/A_{st}$) 근처에서 가장 우수한 성능을 보였다.

• 한국신재생에너지학회:학술대회논문집
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• 한국신재생에너지학회 2006년도 추계학술대회
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• pp.113-117
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• 2006

This paper Is for development of cooling module in order to maintain heat and water balance in fuel cell vehicle. Thermal management system for fuel cell is disadvantage because the temperature of coolant is lower than that of ICE and heat duty of radiator is higher. By CFD simulation, cool ing module was developed for water balance of system. Hot chamber test and hot area/high altitude test on cool ing module was completed.