• 제목/요약/키워드: Kerosene engine

검색결과 193건 처리시간 0.03초

특성길이 변화에 따른 $H_2O_2$/Kerosene 이원추진제 로켓 엔진의 성능평가 (Performance evaluation on characteristic length variation of $H_2O_2$/Kerosene bipropellant rocket engine)

  • 조성권;장동욱;김종학;윤호성;권세진
    • 한국추진공학회:학술대회논문집
    • /
    • 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
    • /
    • pp.55-62
    • /
    • 2010
  • 고농도 과산화수소를 이용하는 1,200 N 급 이원추진제 로켓 엔진 개발을 위한 기존 연구와 더불어, 특성길이의 영향 및 추력 측정을 통한 실질적인 성능을 평가하였다. 특성길이는 0.95, 1.07과 1.20 m, 총 3가지 경우에 대하여 실험을 수행하였으며, 특성길이의 증가에 따라 $C^*$ 효율 및 Isp 효율 모두 증가함을 확인하였다. 설계 당량비에서의 최대 $C^*$ 및 Isp 효율은 각각 98.4%와 93.1%로 측정되었다. 엔진 성능 평가 결과를 바탕으로 분해된 과산화수소를 이용한 엔진에서의 최적 특성길이를 제안하고, 설계 당량비에서의 추력 및 비추력 효율을 이용하여 진공에서의 엔진성능을 예측하여 보았다. 그 결과, 지상 218.4 s, 진공 253.3 s의 비추력과, 진공 추력 1035.3 N의 성능을 예상할 수 있다.

  • PDF

특성길이 변화에 따른 $H_2O_2$/Kerosene 이원추진제 로켓 엔진의 성능평가 (Performance Evaluation on Characteristic Length Variation of $H_2O_2$/Kerosene Bipropellant Rocket Engine)

  • 조성권;장동욱;김종학;윤호성;권세진
    • 한국추진공학회지
    • /
    • 제15권3호
    • /
    • pp.1-8
    • /
    • 2011
  • 고농도 과산화수소를 이용하는 1,200 N 급 이원추진제 로켓 엔진 개발을 위한 기존 연구와 더불어, 특성길이의 영향 및 추력 측정을 통한 실질적인 성능을 평가하였다. 특성길이는 0.95, 1.07과 1.20 m, 총 3가지 경우에 대하여 실험을 수행하였으며, 특성길이의 증가에 따라 $C^*$ 효율 및 Isp 효율 모두 증가함을 확인하였다. 설계 당량비에서의 최대 $C^*$ 및 Isp 효율은 각각 98.4%와 93.1%로 측정되었다. 엔진성능 평가 결과를 바탕으로 분해된 과산화수소를 이용한 엔진에서의 최적 특성길이를 제안하고, 설계 당량비에서의 추력 및 비추력 효율을 이용하여 진공에서의 엔진성능을 예측하여 보았다. 그 결과, 지상 218.4 s, 진공 253.3 s의 비추력과, 진공 추력 1035.3 N의 성능을 예상할 수 있다.

석유(石油)엔진의 흡기관내(吸氣管內)의 물 부가(附加)가 엔진성능(性能)에 미치는 영향(影響) (Effects of Inlet-Manifold Water Addition on the Performance of Kerosene Engines)

  • 이춘우;유관희
    • Journal of Biosystems Engineering
    • /
    • 제8권1호
    • /
    • pp.38-46
    • /
    • 1983
  • This study was carried out to investigate the possibility of improving the performance of a kerosene engine with water addition. The engine used in this study was a single-cylinder, four-cycle kerosene engine with the compression ratio of 4.5. Water could be successfully added into the inlet manifold by an extra carburetor for the volumetric ratios of 5, 10, 20, and 30 percents. Variable speed tests at wide-open throttle were performed for five speed levels in the range of 1,000 to 2,200rpm for each fuel type. Volumetric efficiency and brake specific fuel consumption were determined, and brake thermal efficiency based on the lower heats of combustion of kerosene was calculated. To examine variation in fuel consumption, CO concentration, and cooling water temperature, part load tests were also performed. The results obtained are summarized as follow. (1) Brake torque increased almost in proportion to volumetric efficiency. But the ratio of increase in torque was greater than that of volumetric efficiency. Mean torque over the speed range of 1,000 to 2,200rpm increased 1, 3, 7, and 2 percents for 5, 10, 20, and 30 percents water addition, respectively. The increase in brake torque with water addition was greater at lower speeds. (2) Mean brake specific fuel consumption over the speed range of 1,000 to 2,200rpm decreased 1, 2, 3, and 3 percents for 5, 10, 20, and 30 percents water addition, respectively. (3) Mean temperature of cooling water over the speed range of 1,000 to 2,200rpm decreased 2, 4, 8, and 12 percents for 5, 10, 20, and 30 percents water addition, respectively. (4) The effects of decreasing CO concentration in the exhaust emissions with water addition were significant. At the speed range of 1,000 to 2,200rpm, CO concentration in the exhaust emissions decreased 2, 10, 23, percents for 5, 10, and 20 percents water addition, respectively. (5) Deposits were not discovered in the combustion chamber during the experiment. However, a little rust was formed in the water-supply carburetor.

  • PDF

막냉각을 고려한 로켓엔진 연소실 열전달 비정상 해석 (Transient Analysis on Heat Transfer of Rocket Engine Combustion Chamber Considering Film-cooling)

  • 하성업;문일윤;이수용
    • 한국추진공학회:학술대회논문집
    • /
    • 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
    • /
    • pp.867-868
    • /
    • 2011
  • LOx/케로신 로켓엔진 연소시 연소실로 전달되는 열전달과 그에 따른 벽온도 변화를 비정상 해석하였다. 막냉각이 없는 경우와 연료 막냉각이 있는 경우를 계산하였으며, 연소실 내측의 대류, 복사는 로켓엔진에 대한 경험식을 이용하였고, 벽 내부의 전도는 2차원 축대칭의 형태로 수치해석 하였다. 본 해석을 통하여 막냉각 냉각효과에 의한 벽면 온도의 시간에 따른 변화, 최대온도 지점의 변화등을 분석하였다.

  • PDF

SpaceX의 발사체 개발 전략 분석 (An Analysis of Launch Vehicle Development Strategy of SpaceX)

  • 이금오
    • 한국추진공학회지
    • /
    • 제23권6호
    • /
    • pp.72-86
    • /
    • 2019
  • SpaceX는 현재 Falcon 9 v1.2 Block 5의 성공적인 발사 및 회수로 세계 발사 시장을 주도하고 있다. SpaceX는 케로신 가스 발생기 엔진인 Merlin 엔진을 개발하였고, Falcon 1에서 Falcon Heavy까지 엔진을 지속적으로 업그레이드하여 탑재 중량을 증가시켰다. SpaceX는 초기에 많은 실패를 겪었지만 NASA의 도움으로 많은 위기를 극복하고 발사체를 개발할 수 있었다. 또한 재사용 발사체를 성공적으로 개발하여 운용비용을 크게 절감했다. 한국의 후속 발사체도 이러한 SpaceX의 개발 전략을 참고하여 개발할 필요가 있다.

가스발생기 사이클 액체로켓엔진의 비추력 평가 (Evaluation of Specific Impulse for Liquid Rocket Engine Adopting Gas Generator Cycle)

  • 조원국;설우석
    • 항공우주기술
    • /
    • 제9권1호
    • /
    • pp.93-97
    • /
    • 2010
  • 액체산소/케로신을 사용하는 가스발생기 사이클 액체로켓엔진의 비추력 해석을 수행하였다. 본 해석 방법으로 재연한 300톤급 엔진의 시스템 성능은 문헌에 보고된 결과와 비교하여 비추력 0.1%, 최적 연소압 12%의 오차를 보였다. 오차의 주요 원인은 문헌에 공개되지 않은 서브시스템의 성능모델 차이와 가스발생기 생성물의 물성 모델 차이로 판단된다. 막냉각이 적용되는 30톤급 1단용 엔진의 경우, 연소압 68 bar에서 혼합비 2.2가 최적 비추력 조건인 것으로 평가되었으며 최적 조건은 주어진 성능 모델에 따라 달라질 수 있다.

케로신을 연료로 하는 10톤급 액체로켓엔진의 냉각 기구에 관한 연구 (A Study on the Cooling Mechanism in Liquid Rocket Engine of 10tf-Thrust Level using Kerosene as a Fuel)

  • 한풍규;남궁혁준;조원국
    • 한국항공우주학회지
    • /
    • 제31권10호
    • /
    • pp.66-72
    • /
    • 2003
  • 우주발사체의 2단용 엔진으로 10톤급 케로신 액체로켓엔진에 대한 냉각 기구로서, 재생냉각과 막냉각을 고려한 냉각특성에 대한 해석전 연구를 수행하였다. 연소기 내에서 연소 가스의 유동이 축방향으로 층류화되어 있다는 개념하에, 엔진 단면을 서로 독립적인 중심부와 외곽부로 나누며, 외곽부에는 여분의 연료를 분무시킴으로써 연소가스 온도를 낮추어 냉각채널로 전달되는 열유속량과 벽면 온도를 감소시킬 수 있었으며, 엔진의 열적 안정성을 향상시킬 수 있었다.

액체로켓 시험설비에서의 위험감소 방법 (A Study on the Risk Reduction Method for Liquid Rocket Test Facility)

  • 이정호;김용욱;베르샤드스키;강선일;조상연;오승협
    • 한국추진공학회지
    • /
    • 제9권3호
    • /
    • pp.120-126
    • /
    • 2005
  • 액체산소(LOx)와 케로신(Kerosene)을 연료로 사용하는 액체로켓엔진 시험설비에서 지상연소시험을 수행할 경우에 발생하는 위험도를 감소시키는 방법을 연구하였다. 본 방법은 잠재적인 사고 발생확률을 낮추고 그에 따른 발생 가능한 손실을 낮추기 위해서 사고 발생 가능한 한계선에 대한 연구와 기술적 해결방법을 바탕으로 하고 있다. 시험설비에서 사고 상황을 야기 할 수 있는 위험한 상황에 관한 개략도와 추진제 유출 사고시 발전 양상 및 발전 프로세스에 대한 도표, 기술적인 해결방법, 위험성 감소 평가 방법을 제시함으로써 기존의 확률적인 통계 값을 바탕으로 하는 것과는 또 다른 방법으로써 위험도 감소를 위한 대안으로 사용하고자 한다.

과산화수소 케로신을 추진제로하는 다중 인젝터 설계 및 수류실험 (Design and Cold Flow test of a Multi-injector Engine using Hydrogen Peroxide/Kerosene)

  • 김기우;전준수;박진호;고영성;김유;김선진
    • 한국추진공학회:학술대회논문집
    • /
    • 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
    • /
    • pp.95-98
    • /
    • 2010
  • 본 연구에서는 고농도 과산화수소와 케로신을 산화제와 연료로 사용하는 다중 인젝터 액체로켓엔진을 설계, 제작하였고 수류시험을 수행하였다. 이 엔진에는 6개의 동축 선회형 인젝터를 사용하였으며, 유동해석 결과를 바탕으로 정체 구간과 재순환 영역을 최소화한 매니폴드 유로를 설계, 제작하였다. 최종적으로 수류실험을 통해 추진제의 공급 유량 및 분무 성능을 확인하였으며, 인젝터의 설계 타당성을 검증하였다.

  • PDF

과산화수소/케로신 단일 인젝터 설계 및 혼합비에 따른 연소특성 (A Study on Design and Combustion Characteristic of a $H_2O_2$/Kerosene Uni-Injector Rocket Engine)

  • 김보연;이양석;김근철;고영성;김유;김선진
    • 한국추진공학회:학술대회논문집
    • /
    • 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
    • /
    • pp.81-84
    • /
    • 2010
  • 본 연구에서는 과산화수소와 케로신을 추진제로 사용하는 로켓 엔진의 혼합비에 따른 연소특성을 파악하기 위해 동축 스월형의 단일 인젝터 로켓엔진을 설계 및 제작하여 연소실험을 수행하였다. 수류실험을 통해 설계/제작된 단일 인젝터의 분무 성능을 검증하였으며, 연소 시험은 혼합비에 따른 연소성능을 특성배기속도로 평가하였다. 연소 시험은 다양한 혼합비에서 성공적으로 수행되었으며, 설계점에서의 연소 효율이 약 95% 이상이었으며 연소실 압력 섭동도 매우 작은 것으로 확인되었다.

  • PDF