• 한국추진공학회지
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• 제25권1호
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• pp.50-57
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• 2021

한국형발사체에 사용되는 액체로켓엔진과 같이 극저온 추진제를 사용하는 엔진은 시험 전 시험설비 배관 및 엔진 냉각이 필수적으로 선행되어 엔진 입구 온도를 만족시켜야 한다. 본 논문에서는 한국형발사체 7톤급 액체로켓엔진의 시험 전 냉각 단계에서 소모되는 액체산소의 양을 확인하였고, 시험설비 배관 및 엔진 냉각특성을 평가하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.89-92
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• 2011

초임계 압력 조건에서 분사된 액체추진제의 혼합 및 연소 현상을 해석하기 위해서는 열역학적 비이상성과 전달 물성치의 특이성을 예측하는 것이 선행되어야 한다. 본 연구에서는 일반화된 3차 상태방 정식(cubic EoS)을 기반으로 실제유체의 열역학/전달 물성치를 계산하는 서브루틴들을 개발하였으며, 표준 화학반응 패키지인 Chemkin과 쉽게 연동될 수 있도록 하였다. 실제유체 해석 패키지를 이용하여 기존의 층류화염편 코드를 확장하였으며, 실제 로켓엔진이 갖는 고압 연소조건하에서 케로신과 액체산소의 국소화염구조에 대한 수치해석 연구를 수행하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제10권4호
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• pp.1-10
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• 2006

본 논문에서는 극저온 추진제 탱크가 가스 헬륨(GHe) 버블링에 의해 가압될 때 극저온 추진제의 열역학 변수들에 대한 계산 방법을 제시하였다. 헬륨 분사를 이용한 액체 산소(LOX)와 액체 수소($LH_2$) 탱크의 가압 과정에서의 극저온 추진제 온도와 추진제로 용해되는 가스 헬륨의 질량을 분석하였다. 해석 결과를 통해 헬륨 버블링이 LOX와 $LH_2$의 열역학적 변수들에 어떻게 영향을 주는지 확인하였다. 제시된 계산 방법을 통해 가압 시스템으로써 헬륨 버블링의 실현 가능성과 헬륨 버블링을 이용한 가압 시스템의 최적화가 가능할 것이다.

• 한국추진공학회지
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• 제9권3호
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• pp.25-37
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• 2005

터보펌프 공급방식 발사체 추진기관은 공급 시작 시점에서부터 종료되는 시점까지 산화제 터보펌프 입구에서의 온도 요구조건을 충족시켜야 한다. 이러한 조건이 만족되지 못할 경우 터보펌프 입구에서 캐비테이션이 발생하여 펌핑(pumping) 성능이 저하되고, 심한 경우 펌프의 손상을 초래할 수 있다. 따라서 극저온 액체산소를 사용하는 액체로켓 추진기관에서는 액체산소의 온도 상승에 대한 적확한 예측이 필수적이다 본 논문에서는 탱크 내의 액체산소 온도상승과 관계된 탱크 내 해석 방법을 체계적으로 제시하였고, 부력동기 경계층 이론을 적용하여 터보펌프 공급방식 로켓 추진기관의 충전, 대기, 선가압, 비행 등의 전 과정을 통하여 탱크에 충전된 액체산소의 온도상승을 예측할 수 있는 모델을 제시 하였다.

• 한국분무공학회지
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• 제18권1호
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• pp.27-34
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• 2013

A preburner is one of the key components for a staged combustion cycle engine fueled by kerosene and Lox. Since it has oxygen rich combustion inside, temperature control is very crucial. The temperature of the exhaust gas should be low enough not to burn turbine blade and yet high to keep the efficiency high. In addition temporal and spatial deviations also managed strictly. Conventionally, the required average and maximum temperature are determined by engine system and the preburner should be developed to meet the criteria. Currently being developed preburner has 50K spatial temperature deviation requirement. It was estimated by numerical simulations and proven by tests. The numerical analysis were done with both supercritical condition and normal conditions. The tests results showed that the temperature deviations were less than expected, and the results from the test and simulations were well agreed when the supercritical conditions were considered. Above all, since the gas temperature created by the preburner is very stable with minimum deviation, the preburner developed can be used to drive a turbine and for gas-liquid combustion chambers.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.335-338
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• 2009

액체로켓에 산화제를 충전하는 과정은 크게 산화제 탱크의 냉각, 고유량 충전, 소유량 충전, 온도 보정을 위한 추가 충전으로 나눌 수 있다. 나로호(KSLV-I) 1단의 산화제는 액체산소를 사용하며, 각 충전모드에 해당하는 유량 및 온도 요구조건이 제시되어 있다. 이러한 유량 및 온도 요구조건을 만족하기 위해서 산화제 공급시스템에는 유량조절용 밸브와 열교환기가 설치되어 있다. 본 연구에서는 발사체 산화제 충전과정에서 정밀한 유량 공급을 위하여 상용 1차원 열-유동 해석 프로그램인 Flowmaster를 이용하여 1차원 유동 시스템 해석을 수행하였다. 아울러 제한된 인증 시험을 통하여 각 모드에서의 유량 조건을 만족시키기 위한 유량제어밸브들의 유량 보정 민감도를 해석적으로 구하였다.

• Composites Research
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• 제30권2호
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• pp.77-83
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• 2017

섬유강화 세라믹 복합재료 제조 방법 중 실리콘 용융 침투 공정법(Liquid Silicon Infiltration-LSI)은 낮은 제조단가 및 짧은 공정 시간 등의 장점을 가진다. 본 연구에서는 고온 내산 특성이 우수한 SiC 섬유를 LSI 공정에 적용하기 위해 결정화도와 산소함량이 다른 세 가지 SiC 섬유(Tyranno SA, LoxM, Tyranno S)를 이용하여 $SiC_f/SiC$ 복합재료를 제작하고 그 적용 가능성을 확인하였다. LSI 공정을 통해 제조된 $SiC_f/SiC$ 복합재료는 모두 2% 미만의 기공률로 치밀화 되었지만, 섬유의 결정화도와 산소함량에 따라 3점 굽힘강도는 큰 차이를 나타냈다. 이는 $1450^{\circ}C$ 이상의 높은 LSI 공정 온도에 SiC 섬유가 노출 될 경우 비정질 SiOC상이 결정화되며 수축하는 현상과 섬유 내 잔존 산소-모재 내 탄소의 반응으로 인한 미세구조 차이에 기인하는 것으로 판단된다. 이는 SEM, XRD 및 TEM 분석을 통해 섬유 종류별 공정온도에서의 특성 변화로 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1080-1083
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• 2017

한국형발사체의 설계안에는 산화제 배관의 geysering 현상과 펌프 입구의 cavitation 현상을 방지하기 위하여 발사대기 중 산화제인 액체산소를 과냉각 하여 공급하는 시나리오가 포함되어 있다. 이 조건을 75톤급 엔진 개발 시험 단계에서 검증하기 위해 엔진 연소시험설비에는 액체산소를 과냉각 할 수 있는 시스템이 적용되었다. 여기에는 진공 이젝터를 이용한 방법과 탱크 내 헬륨 분사를 통한 방법이 적용되었으며, 성능 평가를 위해 각각에 대한 과냉각 시험이 수행되었다. 두 시험에서 모두 약 17분간 시험이 진행되었으며, 탱크 50%수위 지점 기준 이젝터를 이용한 시험에서는 약 3.3K, 헬륨 분사를 이용한 시 험에서는 약 2.2K 의 과냉각 결과를 나타내었다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제9권1호
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• pp.117-124
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• 2006

Experiments on film cooling were performed with a small scale rocket engine homing liquid oxygen (LOx) and Jet A-1(jet engine fuel). Film coolants(Jet A-1 and water) were injected through the film cooling injector. Film cooled length and the outside wall temperature of the combustor were determined for chamber pressure, and the different geometries(injection angle) with the flow rates of film coolant. The loss of characteristic velocity due to film cooling was determined for the case of film cooling with water and Jet A-1. As the coolant flow increases, the outside wall temperatures decrease but the decrease in the outside wall temperatures reduced over the 8 percent film coolant flow rate. The efficiency of characteristic velocity was decreased with the Increase of the film coolant flow rate.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.197-200
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• 2003

Plows in the LOX manifold with two different types of predistributor have been analyzed using a CAE technique. The computational geometry and flow condition through the injection holes resemble those in the actual manifold of the liquid rocket, so that the results can describe the actual flow reasonably It is noted that two different types of predistributors lead to very similar pressure and mass distributions in the plane just above the injection holes. Also the pressure drop across the injection holes is rather uniform regardless of location of the holes and this would suggest that the simplified modeling of the flow through the injection holes is possible from an engineering point of view.