• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제13권3호
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• pp.361-368
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• 2012

This paper presents an approach on the design of a nonlinear controller to track a reference velocity for an air-breathing supersonic vehicle. The nonlinear control scheme involves an adaptation of propulsive and aerodynamic characteristics in the equations of motion. In this paper, the coefficients of given thrust and drag functions are estimated and they are used to approximate the equations of motion under varying flight conditions. The form of the function of propulsive thrust is extracted from a thrust database which is given by preliminary engine input/output performance analysis. The aerodynamic drag is approximated as a function of angle of attack and fin deflection. The nonlinear controller, designed by using the approximated nonlinear control model equations, provides engine fuel supply command to follow the desired velocity varying with time. On the other hand, the stabilization of altitude, separated from the velocity control scheme, is done by a classical altitude hold autopilot design. Finally, several simulations are performed in order to demonstrate the relevance of the controller design regarding the vehicle.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.613-617
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• 2011

한국항공우주연구원은 비행시험용 스크램제트 엔진의 최적 형상을 도출을 목표로 추력 노즐 변화에 따른 스크램제트 엔진의 특성을 파악하고자 여러 가지 형상의 추력 노즐을 설계 및 제작하였다. 성능시험은 호주 University of Queensland의 T4 충격파 터널에서 수행되었으며, 총 8종의 노즐과 2 종의 측벽이 시험되었다. 본 논문에는 스크램제트 엔진의 추력 노즐과 측벽의 설계 및 사양을 정리하였다. 또한 스크램제트 엔진 Baseline의 정압력과 노즐 출구 피토 압력 분포를 계산한 결과 양의 비추력을 얻었음을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.25-28
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• 2010

한국항공우주연구원에서는 30톤급 액체로켓엔진 연소기 개발 기술을 바탕으로 설계 제작된 75톤급 기술검증시제의 수류시험 및 점화시험을 수행하였다. 수류시험을 통해 시험설비 공급라인의 수력학적 특성 및 냉각 케로신 충전시간을 파악하였다. 수류시험 결과로 점화절차를 결정하여, 점화시험을 성공적으로 수행하였다. 점화시험을 통해 획득한 자료와 시험 기법은 향 후 연소시험을 위해 활용될 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.54-58
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• 2017

연소불안정은 로켓엔진과 가스터빈을 포함하는 연소장치의 개발에 있어서 가장 심각한 문제 중의 하나이다. 특히, 연소실에서의 연소와 음향섭동과의 공진에 의해 야기되는 고주파 연소불안정은 하드웨어에 심각한 손상을 초래한다. 왜냐하면 고주파 연소불안정은 높은 압력섭동과 연소실 벽면으로의 과도한 열유속을 동반하기 때문이다. 따라서 연소불안정은 액체로켓엔진 개발에 있어서 반드시 해결되어야 하는 문제 중의 하나이다. 본 논문에서는 액체추진과학로켓(KSR-III) 및 한국형발사체(KSLV-II) 엔진 연소기 개발에 있어서 연소불안정의 경험 사례를 소개한다.

• 한국추진공학회지
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• 제8권2호
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• pp.32-38
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• 2004

추진제 주입압력 350 psi (2.41 Mpa) 에서 0.95 lbf (4.2 N) 의 정상상태 공칭추력을 내는 단일액체추진제 하이드라진 로켓엔진(추력기)의 성능검증 프로그램을 통하여 얻어진 연소시험 결과를 분석한다. 성능특성은 정상상태 연소모우드에서 추진제 주입압력 변이(400~50 psi)에 따른 추력 및 온도거동 등으로 검토되며, 추력 및 비추력 성능은 1 lbf급 표준형 로켓엔진의 기준 추력선도 상에서 비교되고 몇몇 특정 압력에서 규준화된다. 데이터 계측 및 자료변환에 대한 실제적인 공학적 접근법도 소개된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.443-446
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• 2012

로켓엔진에서 추력제어밸브는 가스발생기로 유입되는 추진제 유량을 변경하여 엔진 추력을 증가 또는 감소시키는 역할을 수행한다. 본 논문에서는 추력 증감의 기능뿐만 아니라 유량제어밸브 입출구 압력 변화에 상관없이 항상 일정한 유량을 유지할 수 있는 유량제어밸브를 다루었다. 직동식 유량제어밸브 시제품을 제작하여 정상상태 성능에 대한 해석 및 실험 결과를 비교하였다. 아울러 제작된 시제품의 단점과 한계를 분석하고 설계 개선안을 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.249-252
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• 2012

7톤급 연소기 헤드부에 대한 구조설계를 수행하였다. 액체로켓엔진 연소기 헤드부는 추진제로 사용되는 산화제와 연료에 의하여 고압의 하중뿐만 아니라 추력 하중을 받기 때문에 구조적인 안정성은 매우 중요한 요소이다. 7톤급 연소기 헤드부 구조설계를 위하여 먼저 구조설계 요구조건을 설정하고, 이를 바탕으로 기본형상을 설계하였다. 구조설계에 사용된 재료는 국내에서 개발된 고강도 스테인리스강을 적용하였다. 설계된 기본형상에서 구조적으로 가장 효과적인 형상을 도출하기 위하여 총 12종류의 해석모델에 대하여 구조해석을 수행하고, 그 결과들로부터 구조적으로 가장 안정한 형상을 선정하였다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2007년도 춘계학술대회A
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• pp.1143-1148
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• 2007

LRE(Liquid propellant Rocket Engine) is one of the important parts to control the motion of rocket. For operation of rocket in error boundary of the set-up trajectory, it is necessarily to control the thrust of LRE according to the required thrust profile and control the mixture ratio of propellants fed into combustor for the constant mixture ratio. It is not easy to control thrust and mixture ratio of propellants since there are co-interferences among the components of LRE. In this study, the dynamic model of LRE was constructed and the dynamic characteristics were analyzed with control system as PID control and PID+Q-ILC(Iterative Learning Control with Quadratic Criterion) control. From the analysis, it could be observed that PID+Q-ILC control logic is more useful than standard PID control system for control of LRE.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.427-430
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• 2008

Electroforming is one of the key technologies for the regenerative thrust chamber of the rocket engine. To use nickel electroforming method for the thrust chamber, direct electroforming of nickel on cupper and the welding method between different materials are needed. Minimizing the internal stress is one of the important factor for making thick electroforming,. Also minimizing contamination(ex. Sulfur containing compound) is another important factor for the stability of quality. This paper includes advanced methods for thick nickel electroforming, those of strength test results and EDS/EPMA inspection results. Advanced for electroforming process makes the achievement of Electro-beam welding between Inconel718(Manifold) and Nickel Electroforming. This paper also includes the influence of the electroforming precipitation angle on strength. Thus advanced electroforming improvement processes and the test results make achievement for manufacturing of the regenerative thrust chamber with direct nickel thick electroforming on cupper materials.

• 한국분무공학회지
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• 제23권4호
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• pp.159-168
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• 2018

Thrust throttling in a liquid rocket engine can be implemented via several ways such as high pressure drop injector, dual manifold, multiple chamber, pintle injector, and gas injection. Thrust throttling using gas injection controls thrust by usually injecting inert gas into propellant through an aerator to reduce the propellant's bulk density. In this study, the outside-in aerator was used in the propellant line to create two phase flow. Closed-type, open-type, and screw-type bi-swirl coaxial injectors were utilized for investigating throttling characteristics such as pressure drop, mixture density, and discharge coefficient according to gas-liquid mass ratio.