• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.207-210
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• 2006

액체로켓엔진을 설계할 때 가장 중요한 부품중의 하나가 인젝터이며, 이를 어떻게 배치하느냐에 따라 엔진의 성능이 크게 달라진다 본 연구에서는 swirl형 인젝터를 적용한 UDMH와 액체산소를 추진제로 사용하는 추력 170톤급 액체로켓 엔진의 인젝터 헤드를 1차 설계할 때, swirl 인젝터의 유량 분포 특성을 수식화한 식으로부터 단위면적당 유량 분포 관계를 계산하였다. 또한 연소실 중앙과 막냉각이 있는 벽면에 이 관계식을 적용함으로써, 연소실 원주방향의 연소특성을 예측하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.61-65
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• 2010

초저온 추진제를 사용하는 액체로켓용 인젝터의 개발을 위해서는 단일 인젝터의 수류/연소시험을 통해 인젝터의 수력학적 특성 및 혼합, 미립화 등의 분무특성에 대한 연구가 필수적이다. 본 연구에서는 대학실험실 급에서 운용할 수 있는 범위의 가압식 초저온 추진제 공급장치 및 LabVIEW를 이용한 Cyclogram 제어 및 데이터 수집장치 등을 구축하였다. 제작된 시험장치를 이용하여 스월-동축인젝터의 $LN_2-GN_2$ 초저온 수류시험 및 분무 가시화를 수행하였다. 또한 LOX-$GCH_4$ 추진제 조합의 연소시험을 위한 연소기와 추력대를 설계 및 제작하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제17권4호
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• pp.535-550
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• 2016

Securing the safety and the reliability of liquid-propellant rocket engines (LREs) for space vehicles is indispensable as engines consist of many complex components and operate under extremely high energy-dense conditions. Thus, health monitoring has become a mandatory requirement, especially for the reusable LREs that are currently being developed. In this context, a dynamic simulation program based on MATLAB/Simulink was developed in the current research on the Space Shuttle Main Engine (SSME), a partly reusable engine. Then, a series of fault simulations using this program was conducted: at a steady state operating condition (104% Rated Propulsion Level), various simulated fault conditions were artificially injected into the simulation models for the five major valves, the pumps, and the turbines of the SSME. The consequent effects due to each fault were analyzed based on the time responses of the major parameters of the engine. It is believed that this research topic is an essential pre-step for the development of fault detection and diagnosis algorithms for reusable engines in the future.

• 한국추진공학회지
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• 제8권4호
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• pp.26-35
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• 2004

터보펌프 공급방식 액체추진제 로켓엔진시스템의 추력제어기술 연구의 일환으로 터보펌프의 저주파 동특성에 대한 연구가 진행되었다. 터보펌프는 1차 지연요소를 가지는 시스템이며, 회전수 변화에 대하여 펌프의 모멘트 변화와 터빈의 모멘트 변화의 차가 양일 때 1차 지연요소의 시정수는 양의 값을 가지게 되고, 따라서 시스템은 안정하였다. 또한 이 값이 양의 큰 값을 가질수록 응답성은 향상되었으며, 제어성은 감소하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제9권3호
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• pp.120-126
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• 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.

• 한국추진공학회지
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• 제8권4호
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• pp.91-101
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• 2004

분사기와 연소실만을 가지는 연소기의 수학적 선형모델을 가지고, 액체추진제 로켓엔진 연소기에 대한 저주파 동특성 분석을 수행하였다. 연소실의 압력변화가 추진제 유량변화로 되먹임되는 구조를 가짐에 따라 저주파 섭동을 나타냈으며. 연소실의 시정수가 증가할수록, 분사기의 차압이 증가할수록, 연소시간지연이 짧을수록 시스템은 안정하였다. 분사기 시정수 변화가 안정성에 미치는 영향은 크지 않았다. 연소시간지연이 없는 경우의 시스템은 항상 안정하였으며, 지연시간이 증가할수록 섭동 주파수 및 감쇠율은 줄어들며, 결국 시스템은 불안정하게 되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권3호
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• pp.47-53
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• 2015

이론성능해석을 통하여 메탄/산소 이원추진제 소형로켓엔진의 형상설계에 필요한 설계인자들을 도출하였다. 로켓엔진의 이론성능 분석을 위해 CEA를 이용하였고, 추력실 내부의 화학반응을 화학평형 상태로 가정하여 엔진의 형상설계에 필요한 최적의 추진제 혼합비, 특성길이, 최적 팽창비 등을 도출하였다. 인젝터의 경우, 미립화 성능이 우수하고, 다른 인젝터 형상에 비해 연소효율이 높은 스월 동축 인젝터를 설계하였다. 노즐형상은 80%의 길이를 갖는 벨형 노즐을 설계하였고, 추력실 내부압력 1.72 MPa, 총 추진제 질량유량 0.18 kg/s, O/F ratio 2.7일 때의 지상연소시험용 로켓엔진의 형상설계 결과를 제시한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.436-442
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• 2012

액체로켓 엔진의 제어 로직이나 제어 알고리즘을 설계하고 유량제어밸브의 작동 스킴을 결정하는데 있어서 엔진의 동특성을 파악하는 것은 무엇보다 중요한 일이다. 하지만 엔진의 동특성을 시험을 통해서 사전에 얻는 것은 상당히 어려운 일이기 때문에 해석적인 모델을 이용하는 경우가 많다. 이에 본 연구에서는 기존에 개발된 엔진의 정상상태 부근에서의 동특성 해석 모델을 이용하여 이러한 동특성 모델을 계산하였다. 해석 모델을 이용하여 외란을 가하여 얻어진 응답특성을 Levy 방법을 이용하여 엔진의 동특성 모델을 하나의 전달함수로 근사할 수 있음을 보였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권8호
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• pp.85-90
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• 2003

인공위성을 포함한 모든 우주 비행체를 제어하기 위해서는 관련 추진기관의 제반성능을 정확하게 이해하고 위성 운영에 적합한 형태로 조정하기 위한 프로그램이 필요하다. 본 연구에서는 이원 추진제를 사용하는 추력기에 대한 자료를 사용하여 이 프로그램에 필요한 추력기의 성능함수를 best fitting curve를 사용하여 모델링하였다. 추력기의 성능을 정확히 파악하기 위해서는 제조회사로부터의 실험자료가 필요하나 제조회사로부터 실험자료를 얻을 수 없기 때문에, 성능 곡선의 기본 특성을 알아내기 위해서 실제 연소실험을 수행하여 이것을 모사하였다. 그 결과, 추력 및 추진제 소모량은 추진제의 공급압력으로 예측됨을 알 수 있었다. 실험에 사용된 로켓은 추진제로 액체산소와 케로신을 사용하였고 설계추력은 100lb$_f$였다.

• 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.