• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.196-200
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• 2006

본 논문에서는 현재까지 개발된 액체산소, 케로신을 추진제로 하는 액체로켓엔진시스템 개발을 위한 엔진시스템 및 가스발생기와 터보펌프 등의 주요 엔진 구성품의 개발 결과를 살펴보았으며, 액체로켓엔진 개발 시험의 중간 단계로서 연소기를 제외한 터보펌프 등의 엔진 주요 구성품을 이용한 터보펌프+가스발생기 연계시험 수행을 위한 준비로서 터보펌프+가스발생기 연계시험의 시험기 및 시험설비 구성이 제시되었으며, 연계 시험 작동 영역에 대한 시스템 해석결과도 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.121-124
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• 2008

본 논문에서 연료 과농 가스발생기의 동적 연소 특성을 수록하였다. 연소실과 추진제 매니폴드 내에서 발생하는 압력 섭동을 계측하여 데이터 분석을 실시하였다. 단독 연소 시험에서는 연소압에 관계없이 연소가 안정적으로 이루어졌으나 터빈 매니폴드 장착의 경우, 산소 임계 압력에 해당하는 50 bar이하의 저압 조건에서 저주파 연소 불안정이 발생하는 것을 확인하였다. 이는 연소실 특성 길이 증가에 의한 축방향 연소 불안정으로 여겨지며, 연소압 증가에 따라 압력 섭동이 증가함을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.88-93
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• 2017

나로우주센터에 구축/개발된 3단 엔진 연소시험설비에서 다단연소사이클 액체 로켓엔진의 시험을 수행하였다. 수류시험과 점화시험, 연소시험이 이루어졌으며 예연소기의 연소압력 제어를 위한 TTR의 개도를 $143^{\circ}$에서 $185^{\circ}$ 까지 변화시키며 시험을 수행하였다. 시험 결과 엔진의 주요성능과 TTR 개도에 의한 수력학적 변화를 확인하였지만 연소압력의 제어성 확인을 위한 결과는 얻지 못하였다. 향후 본 논문의 연구에서 도출된 개선점을 보완한 예연소기 압력제어 연구가 이루어질 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.133-136
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• 2008

본 연구는 추진제를 공급하는 터보펌프와 연계한 연료 과농 가스발생기의 연소 특성에 관한 것이다. 총 5회의 연소시험이 안정적으로 실시되었다. 가스발생기의 압력 형성은 터보펌프로부터 추진제 공급유량에 따라 연동하였다. 터보펌프를 가스발생기 가스로 직접 구동하는 폐회로 시험에서도 안정적인 작동 성능을 보여주었다. 연소 가스의 온도 형성은 이전 시험 결과와 비슷한 양상을 보였다. 실제 작동 연소 압력 변경을 위해 장착한 오리피스는 압력 섭동 저감에 효과적이었으나 45 bar 이하의 저압에서는 단품 시험 시와 동일한 압력 섭동 특성을 보여주었다.

• International Journal of Aerospace System Engineering
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• 제5권2호
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• pp.16-22
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• 2018

An analysis has been made on the performance variation due to pressure drop change at propellant supply pipes of liquid rocket engine. The objective is to compare the effectiveness of control variables to tune the liquid rocket engine performance. The mode analysis program has been used to estimate the engine performance for different modes which is realized by controlling the flow rate of propellant. The oxidizer of combustion chamber, the fuel of combustion chamber, the oxidizer of gas generator and the fuel of gas generator are the independent variables to control engine thrust, engine mixture ratio and temperature of gas generator product gas. The analysis program is validated by comparing with the powerpack test results. The error range of compared variables is order of 4%. After comparison of tuning effectiveness it is turned out that the pressure drop at oxidizer pipe of gas generator and pressure drop at combustion chamber fuel pipe and the pressure drop at the fuel pipe of gas generator can effectively tune the thrust of engine, mixture ratio of engine and temperature of product gas from gas generator respectively.

• 한국추진공학회지
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• 제22권4호
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• pp.18-23
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• 2018

나로우주센터에 구축/개발된 3단 엔진 연소시험설비에서 다단연소사이클 액체 로켓엔진의 시험을 수행하였다. 수류시험과 점화시험, 연소시험이 이루어졌으며 예연소기의 연소압력 제어를 위한 TTR의 개도를 $143^{\circ}$에서 $185^{\circ}$까지 변화시키며 시험을 수행하였다. 시험 결과 엔진의 주요성능과 TTR 개도에 의한 수력학적 변화를 확인하였지만 연소압력의 제어성 확인을 위한 결과는 얻지 못하였다. 향후 본 논문의 연구에서 도출된 개선점을 보완한 예연소기 압력제어 연구가 이루어질 것이다.

• 한국산업융합학회 논문집
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• 제25권5호
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• pp.899-908
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• 2022

In this study, a study was conducted to localize a large aluminum turbo fan used for tank powerpack. The turbo fan was scanned with a 3D scanner and then 3D modeling was performed. Computational fluid dynamics (CFD) were performed from the performance conditions of the fan, and structural analysis was performed using the pressure data obtained from CFD. The fan was reduced to 1/5 size by applying the geometric similarity. A 1/5 size fan has a honeycomb structure inserted into the front shroud and back shroud to reduce the weight by 5.3%. A 1/5 size fan was printed using a PBF 3D printer, and a 1/5 size fan with honeycombs was also printed. The pressure drop of 8.67 kPa and the required power of 138.19 kW, which satisfies the performance conditions of the fan, were confirmed from the results of CFD. The values of the maximum deformation amount of 0.000788 mm and the maximum effective stress of 0.241 MPa were confirmed from the structural analysis results. The fan printed by the PBF 3D printer had the same shape as the modeling, and the shape was perfect. There are no defects anywhere in appearance. However, the condition of the outer surface of the fan's back shroud is rough compared to other locations. The fan in which the honeycomb was inserted was also perfectly output, and the shape of the honeycomb was the same as the modeling.

• 한국추진공학회지
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• 제22권1호
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• pp.52-57
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• 2018

본 논문에서는 9톤급 다단연소사이클 엔진용 산화제 과잉 예연소기 분사기 설계 및 수류 시험 결과에 대해 기술하고자 한다. 총 3 종류의 동축 와류 분사기를 설계하고 각 종류마다 12개의 분사기를 제작하였다. 연료 접선 홀 직경은 모두 동일하며, 산화제와 연료가 연소되어 발생하는 기체 산화제와 냉각 채널에서 배출되는 액체 산화제 모멘텀의 비에 따라 산화제 과잉 예연소기 분사기의 연소에 어떠한 영향이 있는지를 연구하기 위해 산화제 접선 홀의 직경을 다르게 제작하였다. 추후에 산화제 과잉 예연소기를 이용한 파워팩과 연소시험을 통해 검증될 예정이다. 수류 시험 결과, 연료 유량 및 산화제 접선 홀의 유량값은 설계 차압을 기준으로 목표 유량값에 도달하였다.