• 한국추진공학회지
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• 제18권5호
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• pp.12-18
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• 2014

공기흡입형 추진기관의 가스발생기에 사용하기 위한 연료과농(Fuel-rich) 고체 추진제의 특성에 대한 연구를 수행하였다. 일반적인 고체 추진제는 평균 60%이상의 산화제를 포함하는 데, 연료과농 고체 추진제를 개발히기 위해 산화제 함량을 30%내외로 낮추고 매우 높은 부피당 열량을 가지는 비정질 붕소를 입자화(Bead)하여 금속연료 함량을 증가시켜 고체 추진제의 제조 공정성 및 연소속도 특성을 확인하였다. 과립화붕소의 입도가 작을수록 추진제 제조 공정에서 초기 점도가 높아지고, 입도가 클수록 연소속도 및 압력지수가 증가하는 것을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제21권4호
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• pp.79-88
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• 2017

램젯 연소실 조건에서 점화보조제가 도포된 Fuel-rich 추진제의 점화 실험을 수행하여 점화 지연과 연소 유지를 확인하였다. 연료 그레인은 HTPB에 AP 파우더 15 wt.%, Al 파우더 5 wt.%가 혼합된 형태로 구성되어 있다. 한편 연료 그레인에 $NC/BKNO_3$와 Composite 추진제로 이루어진 점화보조제를 도포하여 빠른 점화지연이 나타나도록 하였다. 에탄올 블렌딩 과산화수소 가스발생기를 통해 램젯 연소실의 공기와 가깝도록 온도, 압력, 산소 조성을 조절한 산화제 가스를 유속 $200kg/m^2s$으로 공급하였다. 실험 결과, 점화보조제가 잘 작동하여 연료그레인에서 0.6초의 점화 지연시간을 파악하였고 연소 중에는 화염이 유지되는 것을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.424-428
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• 2012

공기흡입형 추진기관은 운용의 단순함, 저비용, 저장의 용이성 등의 장점으로 각광받고 있는 추진 기관이다. 본 논문에서는 Boron을 이용한 공기흡입형 추진기관의 가스발생기에 사용될 추진제 연구를 수행하였다. 이를 위하여, Amorphous Boron Powder를 적용한 추진제에 다양한 첨가제를 사용하여 연소특성을 파악하였고, Boron bead를 제조하여 추진제에 적용하여 Amorphous Boron Power를 적용한 추진제와의 차이점을 비교 분석 하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권7호
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• pp.576-584
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• 2016

본 연구는 다단 하이브리드 로켓의 낮은 비추력 성능을 향상시키는 방법으로 AP 첨가 추진제를 제안하고 있다. 추진제에 첨가된 AP 첨가비율 변화에 따라 다단 하이브리드 로켓의 비추력 성능 변화와 연료과농 연소특성 변화를 살펴보았으며, 이때 AP 첨가비율은 하이브리드 로켓의 연소 특징을 유지하기 위해 최대 15 wt%로 제한하였다. 결과에 의하면, AP 15 wt% 추진제는 AP 0 wt% 추진제와 비교하여 비추력 성능이 약 3% 향상되었다. 또한, 동일한 연소온도를 유지함에도 불구하고, AP 첨가비율을 증가시키면 산화제 유입량, O/F비 변화량, 그리고 연소압력은 감소하며 반경반향 온도 분포가 좋아지는 등 다단 하이브리드 로켓의 성능향상에 긍정적인 효과가 나타났다. 그러나 오직 AP를 추진제에 첨가하는 것만으로 다단 하이브리드 로켓의 비추력 성능을 일반 화학로켓의 수준으로 향상시키는 것이 매우 어려운 일임을 고려할 때, 추가적으로 금속입자 첨가를 통해 비추력 성능을 향상시킬 계획이다.

• 한국추진공학회지
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• 제26권1호
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• pp.12-19
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• 2022

덕티드 로켓의 가스발생기에 사용되는 추진제는 연료과농 추진제로서, 일반적인 고체 로켓 추진제에 비하여 과량의 금속연료와 소량의 산화제를 포함한다. 본 논문에서는 연료과농 추진제를 제조하기 위하여 보론 분말과 MgAl(Magnesium-Aluminium Alloy)를 적용하였다. 이 금속연료를 적용한 추진제의 특성을 분석하였고, 이를 통하여 최적의 조성을 연구하였다. 추진제의 연소생성물 분석을 통하여 보론 비드가 아닌 미립의 보론 분말로도 가스발생기용 연료과농 추진제가 가능함을 확인하였다.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 한국연소학회 2004년도 제29회 KOSCI SYMPOSIUM 논문집
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• pp.213-216
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• 2004

The results of combustion performance test of fuel-rich gas generator(GG) using LOx and kerosene as propellant at design and off-design point are described. The parameters used in this analysis are the average exit temperature($T_{GG}$) and the characteristic velocity($C^{\ast}$). The average gas temperature at the exit of gas generator is found to be a function of propellant O/F ratio. For the gas generator having residence time of 4msec or more, the effect of flame residence time and combustion chamber pressure on the exit temperature is not significant. The exit characteristic velocity is found to be linearly proportional to the gas temperature at the exit of gas generator.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.957-967
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• 2017

첨가제와 점화 보조제가 적용된 고체연료 램젯 용 연료 그레인의 연소시험을 수행하여 점화 지연과 연소 효율을 확인하였다. 연료 그레인은 HTPB에 AP 파우더 15 wt.% 보론 입자 5 wt.%가 혼합된 형태로 구성되어 있다. 연료 그레인에 $NC/BKNO_3$와 Composite 추진제로 이루어진 점화보조제를 도포하여 우수한 점화성능을 확보하였다. 에탄올 블렌딩 과산화수소 가스발생기를 통해 램젯 연소실의 공기와 가깝도록 온도, 압력, 산소 조성을 조절한 산화제 가스를 유속 $200kg/m^2s$ 으로 흐르도록 설정하였다. 실험 결과, 점화보조제의 작동을 통해 연료그레인에서 0.5초의 점화 지연시간을 파악하였다. 또한 보론의 연소를 통해 8 bar의 일정한 연소실 압력과 0.86의 높은 연소 효율을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.560-564
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• 2004

The optimal design and combustion analysis of the gas generator for Liquid Rocket Engine (LRE) were performed. A fuel-rich gas generator in open cycle turbopump system was designed for 10ton$_{f}$ in thrust with RP-1/Lox propellant. The optimal design was done for maximizing specific impulse of main combustion chamber with constraints of combustion temperature and power matching required by turbopump system. Design variables were selected as total mass flow rate to gas generator, O/F ratio in gas generator, turbine injection angle, partial admission ratio, and turbine rotational speed. Results of optimal design show the dimension of length, diameter, and contraction ratio of gas generator. Also, the combustion test was conducted to evaluate the performance of injector and combustion chamber. And the effect of the turbulence ring was investigated on the mixing enhancement in the chamber.r.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권10호
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• pp.56-60
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• 2006

액체 로켓 엔진용 가스발생기 개발을 위해서는 추진제 O/F ratio에 따른 연소 가스의 열역학적 물성치 예측이 필수적이다. 본 연구에서는 액체산소/Jet A-1 조합의 연료 과농 가스발생기의 실 추진제 연소 시험을 통해 O/F ratio 변화에 따른 연소 생성 가스의 온도를 계측하였다. 또한 연소실 내 동압 섭동 측정 및 정압 측정 결과를 이용하여 비열비, 가스 상수, 정압 비열과 같은 연소 가스의 열역학적 물성치를 간접적으로 산출해내었다. 본 실험값은 화학평형코드 결과를 통해 구한 보간 계수를 이용한 예측 결과와 비교해보았을 때 동일한 경향 및 유사한 값을 가지는 것으로 밝혀졌으며 이는 보간 계수 예측 방법이 설계 도구로 충분히 적용 가능하다는 결과를 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.118-122
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• 2006

액체 로켓 엔진용 가스발생기 개발을 위해서는 추진제 혼합비에 따른 연소 가스의 열역학적 물성치 예측이 필수적이다. 본 연구에서는 Lox/Jet A-1 조합의 연료 과농 가스발생기의 실 추진제 연소 시험을 통해 전체 혼합비에 따른 연소 가스의 생성 온도를 계측하였다. 연소실 내 동압 섭동 측정 및 정압 측정 결과를 이용하여 비열비, 가스 상수, 정압 비열과 같은 물성치를 간접적으로 산출해내었다. 본 실험값은 보간 계수를 이용한 예측 결과와 비교해보았을 때 동일한 대표 값을 가지는 것으로 나타나, 보간 계수 예측 방법이 설계 도구로 충분히 적용 가능하다는 것을 확인하였다.