• 한국추진공학회지
• /
• 제4권3호
• /
• pp.74-82
• /
• 2000

초음속 비행체 및 극음속 성층권 비행체용 추진기관으로의 사용이 검토되고 있는 차세대 추진기관 들을 산화제 공급방식에 따라 공기흡입 엔진, 로켓 엔진 및 복합사이클 엔진으로 분류하여 엔진의 구성방식 및 추진특성들을 기술하였다. 공기흡입 엔진은 저고도에서의 성능이 우수하고 재사용이 가능 하지만 공기 밀도가 낮은 고고도 영역에서의 성능이 좋지 않으며 로켓 엔진은 넓은 고도영역에서 사용이 가능한 반면 낮은 비추력 및 고비용 발사체계 등과 같은 단점들을 가지고 있다. 한편 복합사이클 엔진은 이러한 제약성을 극복할 수 있는 최적의 차세대 추진시스템으로 부상되고 있으며 최근 선진국들은 국가적 개발 프로젝트로 자국의 상황에 적합한 복합사이클 엔진을 개발하는데 주력하고있다. 따라서 복합사이클 엔진은 가까운 장래에 초음속 및 극음속 대기권 비행을 현실화시킬 수 있는 추진시스템으로 각광을 받을 것으로 예상된다.

• 한국연소학회지
• /
• 제4권2호
• /
• pp.43-50
• /
• 1999

Liquefied petroleum gas (LPG) has been used as motor fuel due to its low emissions and low cost. The fuel feeding system has been improved with stringent requirement for exhaust emissions. LPG carburetion system was first introduced, then the system has been changed to a precisely controlled gas injection system, but this gas feeding system has a limitation on improving power output. In order to improve an engine performance, a multi-point port injection system was introduced recently, and a liquid direct injection system into a cylinder was suggested as a next generation system to maximize a fuel economy as well as a power. This study addresses the analysis of the LPG spray from diesel injectors. The spray images are visualized and compared with diesel sprays in a wide injection pressure range. The photographs show much wider dispersion of LPG sprays.

• 한국연소학회:학술대회논문집
• /
• 한국연소학회 1999년도 제19회 KOSCO SYMPOSIUM 논문집
• /
• pp.21-26
• /
• 1999

Liquefied petroleum gas(LPG) has been used as motor fuel due to its low emissions and low cost. The fuel feeding system has been improved with stringent requirement for exhaust emissions. LPG carburation system was firstly introduced, then the system changed into a gas injection system controlled precisely, but those gas feeding system has a limitation on improving power output. In order to improve an engine performance, a multi-point port injection system was introduced recently, and a liquid direct injection system into a cylinder was suggested as a next generation system to maximize a fuel economy as well as a power. This study addresses the analysis of the LPG spray from diesel injectors. The spray images are visualized and compared with diesel sprays in a wide injection pressure range. The photographs show much wider dispersion of LPG sprays.

• 한국추진공학회지
• /
• 제8권3호
• /
• pp.27-36
• /
• 2004

본 논문에서는 AMESim을 이용하여 터보펌프 모사 장치 중 압력조절계에 대한 시뮬레이션을 수행하였다. 시스템의 최적화를 통하여 압력조절계의 과도 및 정상상태의 특성과 응답성을 확인하였다. 연구결과들은 향후 제어밸브의 성능 검증 및 제어로직 검증을 위한 추력제어시스템 성능 시험장치 및 엔진공급계 인증시험설비의 설계와 운용 시 적극 반영할 계획이다.

• 항공우주시스템공학회지
• /
• 제4권1호
• /
• pp.10-14
• /
• 2010

The Fuel system of T-50 Advanced Trainer is equipped with two boost pump and fuel flow proportioner for feeding fuel to turbo jet engine. when an unexpected failure occurs, they can feed the fuel to turbo jet engine which fuel quantity required. fuel quantity control method is applied for minimizing the center of gravity change. and fuel quantity control method is controlled by FQMS(Fuel Quantity Measuring System) and FFP(Fuel Flow Proportioner). This paper presents life cycle extension plans of FFP hydraulic motor by design improvements of connecting and arrangement of pipe comparing with KF-16.

• 대한기계학회:학술대회논문집
• /
• 대한기계학회 2001년도 춘계학술대회논문집D
• /
• pp.846-851
• /
• 2001

For the successful development of the main engine of KSR(Korea Sounding Rocket)-III, Korea Aerospace Research Institute(KARI) carried out the experimental study on the subscale model engines. Several types of engines were tested on the Small Liquid Rocket Engine Test Facility. One of the typical test results of a Sub. engine(Sub. Mod.3) is presented here. It uses the Jet A-1 as fuel, liquid oxygen as oxidizer, and Tri-Ethyl Aluminium(TEA1) as ignition agent. The gas pressure feed system is adopted as a feeding mechanism and the design chamber pressure is 200psia. The physical phenomena are described in three regimes(ignition, transient, and steady state) with the pressure, thrust, flowrate and image data. And the pressure oscillation is analyzed in Fourier domain (<500Hz). Then we conclude that in this experiment, the engine shows the characteristic low frequency of 80Hz and it is stable for that frequency of pressure oscillation.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
• /
• pp.413-418
• /
• 2008

Flow instability in the rocket turbo pump system can be caused by various reasons such as valve, orifice and venturi, etc. The inception of cavitation, especially in the propellant feeding system, is the primary cause of the mass flow and pressure oscillation due to cyclic formation and depletion of cavitation. Meanwhile, the main propellant in liquid rocket engine is the cryogenic one, which is very sensitive to temperature variation, and the variation of propellant properties caused by thermodynamic effect should be accounted for in the flow analysis. The present study focuses on the formation of cryogenic cavitations by adopting IDM model suggested by Shyy and coworkers. Also, the flow instability was investigated in the downstream of orifice by using a developed numerical code. Calculation results show that cryogenic cavitations can lead to flow instability resulting in mass flow fluctuations due to pressure oscillations. And the prediction of cavitations in cryogenic fluid is of vital importance in designing feeding system of LRE.

• 한국추진공학회지
• /
• 제7권1호
• /
• pp.18-27
• /
• 2003

KSR-III 발사체를 위하여 개발된 추진기관 공급계와 엔진에 대한 연계시험을 위하여 수직형 시험설비가 구축되었으며, 연소시험이 진행되었다. 수직형으로 장착이 이루어진 시험에서 배플이 없는 엔진은 점화순간 즉시 불안정 연소현상이 발생하였으며, STS 배플과 복합재 배플 엔진의 경우 점화에 의한 불안정 발달이나 연소중 불안정 연소현상은 억제되었다. 배플이 있는 엔진의 경우 정상연소중 비정규적 압력섭동이 일시적으로 발생하였으나, 배플에 의해 음향적 특성을 가지는 불안정 연소로의 발달이 강력히 억제됨을 확인하였다. 이러한 일련의 시험을 통하여 복합재 배플을 가지는 최종 개발형 엔진이 비행용 KSR-III 추진기관시스템으로서 정상운용될 수 있음을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제7권2호
• /
• pp.44-53
• /
• 2003

KSR-III의 추진시스템 종합성능시험과 단인증시험을 위한 수직형 연소시험시설이 구축되었다. 이러한 시험은 발사체에 준하는 단품을 사용하는 시험으로, 상대적으로 낮은 수준의 안전율 하에서 시험이 진행되게 된다. 이에 연소시험 안전대책의 하나로 엔진부에 대한 비상정지 시스템이 검토되었으며, 정확하고 빠른 판단을 위하여 연소실 압력과 가속도신호를 사용하는 비상정지 시스템이 구축되었다. 이러한 측정변수를 통하여 점화지연 및 실패, 소화, 추진제 공급상태, 불안정 연소, 구조물 과도진동 등을 감시할 수 있었으며, 이상 상황인지 후 빠르게 시험을 중단할 수 있었다. 이처럼 빠른 판단과 후속조치로 시험의 안전을 확보할 수 있었으며, 목적한 개발시험을 안전하게 마칠 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.54-60
• /
• 2010

액체로켓엔진 시스템의 시동 및 정지 또는 추력 제어와 같은 천이 작동시 동특성을 예측하기 위한 선행 연구로서 추진제 공급 시스템의 구성품에 대한 동특성 모델링을 수행하였다. 연료 공급계통과 산화제 공급 계통의 구성품들은 재생냉각채널을 제외하고 같은 것으로 가정하였다. 동특성 모델링의 대상 구성품은 펌프, 관로, 오리피스, 제어 벨브, 재생냉각채널, 인젝터 등이며 실제 엔진 시스템의 축소모형에 대한 수력시험을 통해 각 구성품의 동특성 모델링을 검증하였다.