• 멤브레인
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• 제22권4호
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• pp.235-242
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• 2012

로켓 추진기관의 해체 시 발생하는 고농도 암모늄 퍼클로레이트(AP)를 액상소각 처리 후 추가로 발생하는 저농도의 AP처리를 위해 NF/RO 멤브레인 공정을 적용하였고, 이때 AP제거 특성에 영향을 미치는 인자를 도출하기 위해 다양한 수리화학적 조건에서 전량여과방식으로 실험을 진행하였다. 고체 추진제에서 추출된 용액을 GC/MS와 FTIR분석을 통해 규산염 계열의 실록산 등을 검출하였으나, 이는 극미량이 포함되어 NF/RO 멤브레인 공정에 큰 영향을 미치지 않는 것으로 판단되었다. 상대적으로 낮은 압력의 운용조건에서는 높은 압력조건과 비교하여, 회수율 증가에 따라 농축된 AP의 삼투압 기작이 투과플럭스에 영향을 미치게 되어 13~17% 가량 플럭스가 감소됨을 확인하였다. 또한 AP의 제거율은 수리화학적 운영조건의 변화(압력 및 교반 속도 등)에 따라 크게 좌우됨을 알 수 있었고, 이 경우 NF와 RO 멤브레인 제거율은 각각 10~70%와 26~87% 가량 크게 달라짐을 확인하였다. 본 논문을 통해 NF/RO 멤브레인 공정을 적용한 AP 제거 기작에서 수리화학적 운영조건의 변화에 따른 농도분극, 멤브레인 선택성 및 삼투압 영향이 중요 지배 기작이었으며, 이는 'NF/RO 멤브레인의 물질이동과 선택성'의 기존 이론적 모델과 부합하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권5호
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• pp.491-496
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• 2008

본 연구에서는 RBCC (Rocket Based Combined Cycle)엔진이나 기존 램제트 추진기관의 초기 추력 제공에 과산화수소 가스발생기를 이용하는 새로운 추진시스템을 제안하였고, 기초 연구 수행으로서 촉매 분해된 과산화수소 제트에 케로신을 분사하여 자연발화 및 연소 특성을 연구하였다. 과산화수소는 촉매 베드를 통하여 분해된 후 축소노즐을 통해 연소실로 분사됐으며 이 제트에 인젝터를 통하여 수직으로 케로신을 액상으로 분무하였다. 연소실내에서의 온도와 압력을 측정하여 점화를 확인하고 자연발화 특성을 조사하였다. 400°C의 연소실 온도와 연료와 산화제 혼합비 0.6이상에서 자연발화와 안정적인 연소가 가능하였다. 이 결과를 통하여 램제트의 새로운 초기 가속장치의 가능성을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.179-182
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• 2005

액체추진기관을 사용하는 발사체의 극저온 추진제 온도 conditioning 방안의 일환으로 헬륨분사에 의한 액체산소 과냉각 시험을 수행하였다. 동일한 질량의 액체산소에 대하여 서로 다른 유량의 헬륨을 분사하고 냉각 특성을 비교하였다. 시험조건 하에서 약 $5\sim6^{\circ}C$의 냉각 효과를 얻을 수 있었으며 외부 단열상태에서 특정 온도까지 냉각되는 시간은 헬륨 분사량에 반비례함을 알 수 있었다.

• 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.

• 한국분무공학회지
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• 제16권4호
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• pp.195-200
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• 2011

The pressure-swirl atomizer is widely used for the injectors in liquid rocket engines thanks to its high performance atomization and broad stability margin range. Spray mixed-interaction is an important area of study especially in cases where the propellant is mixed by spray interaction after an oxidant and a fuel are discharged separately. This interaction of sprays results in a significant modification of the spray characteristics such as the spatial evolution of the sprays. Experiments are conducted by a photographic technique to quantify the merged angle of the interaction regions of sprays from two pressure-swirl injectors. The experimental results show that the merged angle is mainly determined by the momentum flux ratios between two swirled sprays.

• 한국분무공학회지
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• 제7권1호
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• pp.21-28
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• 2002

The mixing of propellant and its mass distribution of unlike-doublet impinging injector, which is known to affect the combustion efficiency significantly, have been studied using PLIF(Planar Laser Induced Fluorescence). The results show that fuel jet penetrates considerably into the oxidizer jet at impinging point as variation of momentum ratio. and then stream flows inclined because of variation of momentum ratio. Consequently, the mixing efficiency shows that maximum efficiency is at MR=3. after MR=3, mining efficiency decreases slightly.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2002년도 춘계학술대회논문집
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• pp.441-447
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• 2002

KSR-III(Korea Sounding Rocket - III), which is being developed by Space Technology R&D Division of KARI(Korea Aerospace Research Institute) will be launched in late 2002. It is a three-stage, liquid propellant rocket which can reach 250 km altitude and will carry out observation of ozone layer and scientific experiments, such as microgravity experiment, and atmospheric measurement. KSR-III is believed to be an intermediate to the launch vehicle capable of carrying a satellite to its orbit. Space Test Department of KARI performed GVT(Ground Vibration Test) fer KSR-III EM at Rocket Test Building of KARI. GVT is very important for predicting the behavior of rocket in its operation, developing flight control program and performing aerodynamic analysis. This paper gives an introduction of rocket GVT configuration and information on test procedures, techniques and results of It. In this test. to simulate free-free condition, test object hung in the air laterally by 4 bungee cords specially devised. For the excitation of test object, pure random signal by two electromagnetic shakers was used and total 22 frequency response functions were achieved. Polyreference parameter estimation was performed to identify the modal parameters with MIMO(Multi-Input-Multi-Output) method. As the result of the test, low frequency mode shapes and modal parameters below 60Hz were identified

• 항공우주기술
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• 제5권2호
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• pp.134-142
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• 2006

헬륨분사를 통한 극저온 추진제의 과냉각 방식은 발사체의 이륙 전에 액체산소의 bulk boiling을 억제하고 과냉각 상태를 유지하기 위한 효과적인 방법들 중의 하나이다. 본 자료에서는 이러한 헬륨 분사 냉각 시스템에 대한 이론적 고찰을 통해 열전달과 질량전달 조건을 이해하고, 해석 모델을 제시하였다. 해석 모델의 주요 특징은 유한 열전달과 무한질량전달 개념을 이용하여 분사 시스템을 표현한 것이다. 또한, 실험과 해석결과의 비교를 통하여 해석 모델을 검증하였으며, 헬륨 분사량의 변화, 탱크 압력의 변화 등 조건 변화에 따른 결과를 살펴보았다.

• 한국분무공학회지
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• 제27권3호
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• pp.134-143
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• 2022

When a recess is applied to a swirl coaxial injector that uses liquid and gas propellants, a self-pulsation phenomenon in which the spray oscillates at regular intervals may occur. The phenomenon is caused by the interaction between the liquid and gas propellants inside the injector recess region. The propellants' kinetic energies are expected to affect significantly the spray oscillation. Therefore, cold-flow tests using helium as a gas-simulating propellant were conducted and compared with the results of the previous study using air. Dynamic pressure was measured in the injector manifold and frequency characteristics were investigated through the fast Fourier transform analysis. In the experimental environment, the helium density was about seven times lower than the air density. Accordingly, the intensity of pressure fluctuations was confirmed to be greater when air was used. At the same kinetic energy condition, the perturbation frequency was almost identical in the low flow rate conditions. However, as the flow rate increased, the self-pulsation frequency was higher when helium was used.

• 한국추진공학회지
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• 제19권5호
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• pp.62-70
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• 2015

액체로켓엔진은 시동단계에서 갑작스런 압력 및 온도 등의 부하변동이 발생할 수 있다. 따라서 성공적인 액체로켓엔진 개발과 함께 비용, 시간을 절감하기 위해 시동 해석이 필요하다. 본 연구에서는 다단연소사이클 액체로켓엔진 파워팩에 대한 시동 해석 시뮬레이터를 개발하여 압력 및 유량 밸런스를 통한 유량을 결정하고 터빈 및 펌프의 수학적 모델링을 통해 최종적으로 시간에 따른 터보펌프의 회전속도를 구하였다. 시동 해석 결과, 정상상태도달까지 약 1.3초가 소요되었으며 이때의 회전속도로는 27,500 rpm을 얻었다. 또한 안정적 시동을 위한 적절한 시퀀스 제시가 가능함을 확인했다.