• 한국추진공학회지
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• 제5권3호
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• pp.52-59
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• 2001

본 연구에서는 고체 추진제의 가스 발생기를 이용한 발사시스템에 대하여 해석적 연구를 수행하였다. 가스발생기에서 발사관까지 모든 발사장치 내부의 열역학적 거동과 유도탄의 동적거동에 대하여 물리적인 모델을 수립하였고, 열손실 모델을 적용하였다. 발사시스템과 가스발생기 내의연소, 유동 및 열전달 과정이 수치적인 방법에 의해 모사되었다. 본 연구에서 제시된 이론적인 해석방법을 통해 사출 발사시스템의 성능 요구조건과 신뢰성을 만족시키는 가스발생기와 시스템의 최적 설계 조건을 도출하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제16권6호
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• pp.881-888
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• 2013

A basic study was performed to develop a mini gas generator by using a commercial automotive airbag inflater. The mini gas generator can be used for industrial and military application like a seat belt pretensioner. Some parameters were experimentally investigated to reduce the size of the inflater. Basic combustion tests were performed in the closed chamber and measured the pressure and the temperature behavior according to the design parameters. From the study, essential parameters were determined to design a mini gas generator.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.199-202
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• 2008

본 논문에는 가스발생기와 분리장치 종류 중 하나인 가스푸셔의 내부 유동장 설명을 통한 수학적-물리적 모델이 기술되었다. 실험적 상수인 열손실계수와 마찰계수는 시험에 의해 결정되었다. 그레인 형상설계에 기초한 가스발생기와 가스푸셔 내부의 연소과정, 유동과 피스톤 거동이 수치해석적 방법으로 시뮬레이션 되었다. 개발된 예측기법은 향후 분리 메카니즘 시스템 설계 시에 유용하게 사용될 수 있을 것이다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.88-88
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• 2003

로켓 엔진 시스템에는 가압가스로 추진제를 엔진으로 공급하는 가압 시스템과 터보펌프를 이용해 엔진으로 고압의 추진제를 공급하는 터보펌프 시스템으로 나눌 수 있으며 터보펌프 시스템은 다시 Gas Generator를 이용하는 개방형 엔진과 Prebumer를 이용한 폐쇄형 엔진인 다단 엔진으로 구분할 수 있다. 로켓의 엔진 시스템은 Turbine, Turbopump, Gas Generator, Thrust Chamber, Tube, Valve, Propellant Tank 등 각 구성품 간에 서로 상호간섭이 매우 심한 공정이다 로켓 엔진 시스템은 이와 같은 상호간섭에 의해 추력 제어 및 혼합비 제어, 추진제 소진 제어 적용 시 정확하고 강인한 제어를 수행하여야 한다. 이를 위해 정확한 동특성 모델을 구축하는 것이 중요하며 모델을 통해 적절한 제어 시스템을 선택하여야 한다. 그러나 현재 국내에는 이에 대한 연구가 미미하며 해외의 경우 로켓은 특수 분야에 속함으로 공개되어 있지 않다. 로켓에 대한 개발 연구에 있어서는 위와 같은 작업이 선행되어야 하며 이에 대한 선행 연구로 한국항공우주연구원에서 Gas Generator를 이용한 개방형 터보펌프 엔진 시스템에 대한 연구를 진행하고 있다. 본 논문에서는 Gas Generator를 이용한 개방형 터보펌프 엔진시스템에 대한 동특성 모델을 구성하였다. 배관부, 터빈, 펌프, 밸브, Gas Generator, 재생냉각, 추력연소실 등 엔진 시스템을 구성하는 구성품에 대한 동특성 모델을 구성하였으며 이를 matlab의 simulink를 통해 각 구성품을 연결하여 최종 엔진시스템의 동특성 모델을 구성하였다. 구성된 동특성 모델을 통해 각종 변화(추진제 밀도 변화, 추력 변화, 혼합비 변화 등)에 대한 엔진 시스템 변화를 예측하여 정확한 엔진 시스템에 대한 이해를 넓혔으며 추력 제어 및 혼합비, 추진제 소진 제어를 최적으로 할 수 있는 제어 시스템 구축을 위한 기초 자료로 이용할 수 있을 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.197-201
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• 2006

액체산소와 케로신을 사용하여 연료 과농 조건에서 작동하는 30 ton급 로켓엔진용 가스발생기를 개발하는 과정에서 사용된 동축 와류형 분사기의 산화제 post에 발생한 열손상에 대한 연구가 진행되었다. 분사기의 열손상을 방지하기 위해 분사기는 내부 혼합 방식을 유지하면서 recess를 증가시키고 재순환영역을 최소화하여 재순환영역에서의 화염형성을 억제하는 방향으로 재설계 되었다. 축소형 규모의 연소시험에서 이러한 재설계를 통해 연료 과농 가스발생기용 동축 와류형 분사기의 산화제 post 열손상을 방지할 수 있음을 확인할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권7호
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• pp.593-600
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• 2015

본 논문은 하이브리드 로켓 성능향상을 위하여 가스발생기형과 후방 연소형 개념을 결합한 혼합형 하이브리드 로켓을 제안하고 있다. 특히 고체 추진제를 사용하는 기존의 가스발생기와 달리, 고체연료와 액체/기체 산화제를 적용한 혼합식 가스발생기를 제안하였으며 혼합식 가스발생기의 연료과농 연소특성을 확인하기 위하여 연료 길이, 산화제 유량, 연료 내경 그리고 연료 종류를 변화하며 연소가스 온도 변화를 측정하였다. 그러나 이들 인자 변화에 의한 온도변화가 매우 제한적이므로 또 다른 인자로 $O_2$와 $N_2$를 혼합한 혼합산화제를 사용하였다. 이때 가스발생기의 연소가스 온도의 요구조건은 1600 K이하로 설정하였으며 연소 시험에서 혼합식 가스발생기는 온도조건을 만족하는 연료과농 연소가스가 생성되었음을 확인하였다. 그러나 온도에 따른 검댕의 발생특성과 다른 이전 연구들에서 제시하는 가스발생기 연소가스 온도 요구조건이 1200 K이하임을 고려할 때, 최종적으로 이 조건을 만족하는 연료과농 연소가스를 생성할 계획이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.293-298
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• 2011

덕티드로켓 추진기관에 사용되는 불완전연소 가스발생기 및 유량조절시스템을 설계/제작하고 연소시험을 수행하여 유량조절특성을 분석하였다. 추진시스템 설계요구조건을 바탕으로 가스발생기를 설계하고 불완전연소용 고체연료 조성을 개발하여 연소시험을 수행, 일반적인 고체추진기관 해석모델을 통한 예측결과와 상당한 차이의 실험결과로부터 불완전 연소가스를 위한 별도의 해석모델이 요구됨을 확인하였다. 유량조절 시험을 통해 밸브각도에 따른 가스발생기 압력변화 특성을 확인하였고, 출구면적에 따라 유일하게 결정되는 유출계수로부터 가스발생기 압력을 예측하는 방법을 도출하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.589-596
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• 2008

Performance of a pulsed heat source high temperature inert gas plasma MHD electrical power generator, which can be one of the candidates of space-based laser-to-electrical power converter, is examined by a time dependent two dimensional numerical simulation. In the present MHD generator, the inert gas is assumed to be ideally heated to about $10^4K$ pulsed-likely within short time(${\sim}1{\mu}s$) in a stagnant energy input volume, and the energy of high temperature inert gas is converted to the electricity with the medium of pure inert gas plasma without seeding. The numerical simulation results show that an enthalpy extraction ratio(=electrical output energy/pulsed heat energy) of several tens of % can be achieved, which is the same level as the conventional seeded non-equilibrium plasma MHD generator. Although there still exist many phenomena to be clarified and many problems to be overcome in order to realize the system, the pulsed heat source high temperature inert gas MHD generator is surely worth examining in more detail.

• 한국화재소방학회논문지
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• 제19권2호
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• pp.69-74
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• 2005

대량의 비활성가스를 발생시키는 Inert Gas Generator(IGG)를 소화설비로 사용하기 위해 본 연구에서는 가스터빈을 채용한 IGG에서 발생되는 배기가스의 소화성능을 검토하였다. IGG에서 발생하는 가스는 조성을 동일하게 만든 모사 혼합가스를 이용하였으며, Cup Burner시험방법으로 소화농도를 측정하였다. 얻어진 소화농도를 NFPA 2001에서 권장하는 방법에 적용하여 소화설계 농도 및 소화공간 크기를 산정하였다. 또한, $2m\times2m\times2m$ 크기의 공간에서 화재진압 실험을 수행하여 실제 소화성능을 확인하였다.

• 연구논문집
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• 통권29호
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• pp.5-15
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• 1999

Present study deals with performance analysis of an inert gas generator (IGG) which is to be used as an effective mean to suppress the fire. The IGG uses a turbo jet cycle gas turbine engine to generate inert gas for fire extinguishing. It is generally known that a lesser degree of oxygen content in the product of combustion will increase the effectiveness of fire suppressing. An inert gas generator system with water injection will bring advantages of suffocating and cooling effects which are considered as vital factors for fire extinguishing. As the inert gas is injected to the burning site, it lowers the oxygen content of the air surrounding the flame as well as reduces the temperature around the fire as the vapour in the inert gas evaporates during the time of spreading. Some important aspects of influencing parameters, such as, air excess coefficient. $\alpha$, compressor pressure ratio, $ pi_c$, air temperature before combustion chamber, $T_2$, gas temperature after combustion chamber, $T_3$, mass flow rate of water injection, $M_w$, etc., on the performance of IGG system are investigated. Calculations of total amount of water needed to reduce the turbine exit temperature to pre-set nozzle exit temperature employing a heat exchanger were made to compare the economics of the system. A heat exchanger with two step cooling by water and steam is considered to be better than water cooling only. Computer programs were developed to perform the cycle analysis of the IGG system and heat exchanger considered in the present study.