• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.139-142
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• 2012

한국형발사체 추진기관 개발을 위한 연소기 연소시험설비, 터보펌프 실매질 시험설비, 3단 엔진 연소시험설비, 엔진 지상 및 고공모사 연소시험설비, 추진기관 시스템 시험설비의 배치 및 구축 현황에 대해 간략히 기술하였다. 연소기, 터보펌프, 엔진 시험설비에서는 3단 엔진 및 75톤급 액체로켓엔진의 부품 및 엔진시스템의 개발 및 인증시험을 수행할 예정이고, 추진기관 시스템 시험설비에서는 한국형발사체 1/2/3단용 추진기관 시스템의 개발 시험을 수행할 예정이다. 현재 연소기 및 터보펌프 시험설비의 경우 장기 납품 품목의 발주 완료 등 구축 중에 있으며, 엔진 및 추진기관 시스템 시험설비의 경우 상세설계를 준비 중에 있다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
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• pp.324-327
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• 2008

Two stage startup of high thrust liquid rocket engine can reduce the abrupt impulse to the vehicle and engine by changing oxidizer flow rate to the combustion chamber. Also it ensures stable ignition of combustion chamber against hard start and to prevent pump stall by the sudden supply of large mass flow rate. However high discharge pressure of oxidizer pump or temperature rise in gas generator may be a problem in applying the preliminary stage. To solve this problem, we analyzed the effect of the slope of oxidizer pump's head curve and the oxidizer mass flow rate to combustion chamber during preliminary stage using the rocket engine startup analysis code. A moderate slope(${\circleddash}{\sim}$-3) of head curve and 80% mass flow rate during preliminary stage can reduce the oxidizer pump discharge pressure by 15 to 20% comparing with the condition of ${\circleddash}$=-4.37 head curve and 70% mass flow rate. Also it can maintain the turbine inlet temperature rise within 50K from the nominal value.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.243-247
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• 2005

액체로켓엔진용 터보펌프에서 연료펌프에 대한 수력시험을 수행하였다. 작동유체는 상온의 물이며 펌프는 모터로 구동되고 상온의 물을 작동유체로 이용하였다. 인듀서가 펌프의 양정 및 효율에 미치는 영향은 작지만 펌프의 캐비테이션 성능에는 지대한 영향을 미치는 것을 실험으로 확인하였다. 또한 인듀서 단독의 성능을 살펴보기 위한 시험을 수행하였는데, 캐비테이션 시험 중 인듀서에서 $55\%$ 양정저하가 발생할 때 펌프에서 캐비테이션 임계점에 도달하는 것을 알 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권3호
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• pp.58-65
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• 2004

유한요소법을 이용하여 액체 로켓 엔진 터보 펌프 터빈의 천이 열전달 및 구조 해석이 수행되었다. 해석 모델은 3차원 8절점 등매개변수 솔리드 요소로 구성되었으며, 전체 모델의 1/80만이 해석되었다. 열 스파이크를 포함하는 시동 조건과 정상상태에서의 하중이 고려되었다. 블레이드 면 위의 열전달 계수는 상용 열유동 해석 프로그램인 Fluent를 이용하였다. 개발된 유한 요소 코드를 이용하여 시동 및 정상상태에서 천이 열전달 응답을 구하였다. 또한, 원심력과 열하중이 가해질 때, 최대 응력 및 슈라우드의 변위를 구하였다.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제6권4호
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• pp.50-57
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• 2003

The hydraulic performance analysis of a turbopump with an inducer for a liquid rocket engine was performed using three-dimensional Navier-Stokes equations. A simple mixing-plane method and a full interaction method were used to simulate inducer/impeller interaction. Two methods show almost similar results due to the weak interaction between the inducer and impeller since the inducer outlet blade angle is lather small. But, when the inducer and the impeller are closely spaced near the shroud region, flow angles at the impeller inlet show different results between two methods. Thus, the full interaction method predicts about $2\%$ higher pump performance than the mixing-plane method. And the effects of prewhirl at the impeller inlet are also investigated. As the inlet flow angle is increased, the head rise and the efficiency are decreased. The computational results are compared with measured ones. The computational results at the design point show good agreements with experimental data, however under-predicts the head rise at high mass flow rates compared to the experiment.

• 한국추진공학회지
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• 제12권1호
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• pp.1-6
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• 2008

실매질 시험용 30톤급 터보펌프 터빈의 성능시험을 수행하였다. 날카로운 익단의 동익과 원호 익단의 동익을 가진 두 종류의 터빈로터에 대한 성능시험을 수행하였으며 아울러 다양한 압력비와 회전수에 따른 터빈 축추력의 변화를 동시에 측정하였다. 시험결과, 날카로운 익단의 터빈로터가 원호익단을 가진 터빈로터에 비해 설계 상사점에서 약 1% 높은 효율을 나타내는 것으로 측정되었다. 터빈 축추력은 회전수에 따라 선형적으로 변화하며 터빈 압력비에 큰 영향을 받는 것으로 나타났다.

• 한국추진공학회지
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• 제10권1호
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• pp.18-22
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• 2006

액체로켓엔진용 터보펌프에서 연료펌프에 대한 수력시험을 수행하였다. 작동유체는 상온의 물이며 펌프는 모터로 구동된다. 인듀서가 펌프의 양정 및 효율에 미치는 영향은 작지만 펌프의 캐비테이션 성능에는 지대한 영향을 미치는 것을 실험으로 확인하였다. 또한 인듀서 단독의 성능을 살펴보기 위한 시험을 수행하였는데, 캐비테이션 시험 중 인듀서에서 55% 양정저하가 발생할 때 펌프에서 캐비테이션 임계점에 도달하는 것을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1038-1044
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• 2017

액체 로켓 엔진의 터보펌프를 구동하는 고압 초음속 충동형 터빈의 로터 블레이드에 3차원 설계 요소를 적용하여 성능을 개선하기 위한 연구를 진행하고 있다. 본 논문에서는 기존 설계된 터보펌프용 터빈의 로터 블레이드 형상을 바탕으로 로터 블레이드에 스윕(sweep)과 상반각(dihedral) 등과 같은 중첩선(stacking line) 변화를 통한 3차원 형상을 적용하고 CFD를 이용한 3차원 유동 해석을 수행한 후, 각각의 설계 요소에 대한 터빈성능 특성 변화를 면밀히 검토하고 그 결과를 정리하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.46-51
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• 2012

본 연구에서는 액체로켓엔진 단계식 연소 사이클의 기본 설계 사양을 도출하기 위한 시스템 해석을 수행하였다. 액체산소를 산화제로 하고 액체수소와 RP-1을 각각 연료로 사용하는 엔진에 대해 사이클 해석을 적용하였다. 엔진의 성능지표인 비추력을 기준으로 하여 실제 개발되어있는 엔진과 1% 이내의 차이를 보였다. 사이클 해석을 위해 개발된 프로그램은 압력과 유량 균형, 터보펌프-터빈의 에너지 균형 조건을 만족하며 주어진 추력에 대한 연료 소모와 비추력 및 각 부품의 기본적인 사양을 도출할 수 있다. 추가적인 제한조건들의 조사가 이루어지면 통합 최적화 프로그램으로 발전시킬 수 있을 것으로 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.97-103
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• 2011

본 논문에서는 엔진 비상보호시스템 구성 시 주요 고려 사항과 엔진 선행 개발 시험에서의 적용사례를 제시하였다. 액체로켓엔진 선행 개발 시험을 위해 적용된 비상보호시스템은 시험 중 발생한 모든 오작동 상황에서 오류 없이 작동하여 시험을 중지함으로써 추가적인 오작동의 전파를 방지하여 시험시제와 시험설비를 안전하게 보호하는 역할을 성공적으로 수행하였다. 본 연구 결과는 향후 엔진시험을 위한 비상보호시스템 개발 시 유용하게 활용될 것이다.