• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제10권4호
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• pp.317-334
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• 2023

This paper presents a basic methodology and a set of numerical tools for the preliminary design of solid-fueled ramjet missiles. An elementary code determines the baseline system configuration comprised of warhead, guidance-control, and propulsion masses and geometries from specific correlations found in the literature. Then, the system is refined with the help of external and internal ballistics codes. Equations of motion are solved for the flight's ascending, cruising, and descending stages and the internal ballistic set of equations designs the ramjet engine based on liquefying fuels. The combined tools sized the booster and the ramjet sustainer engines for a long-range missile, intended to transport 200 kg of payload for more than 300 km range flying near 14,000 m altitude at Mach 3.0. The refined system configuration had 600 mm in diameter and 8,500 mm in length with overall mass of 2,128 kg and 890 kg/m3 density. Ramjet engine propellant mass fraction was estimated as 74%. Increased missile range can be attained with paraffin-polyethylene blend burning at near constant regression rate through primary air mass flow rate control and lateral 2-D air intakes.

• 대한기계학회논문집B
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• 제24권11호
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• pp.1457-1463
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• 2000

Experimental studies on determination of the supply leading time of propellants to combustion chamber have been made to stably and efficiently guarantee the ignitions process with liquid rocket engine. The propellant used is a Kerosene as fuel and a liquid oxygen as oxidizer. FOOF type of three injectors are set with an angle of 135。 and the combustion chamber pressure is 200psi. The present experiment program also includes the stability on the quadlet type of ignitor using the triehylaluminum (TEAL) as an ignition source. Experimental results clarifies that the propellant supply through LOx leading to combustion chamber is proper for stable ignition and combustion processes based on the fuel and oxidizer manifold pressures, combustion chamber pressure, and the variation of flame length from the nozzle exit with lapse time, and shows that the leading supply time pf propellants effects the engine performance little.

• 항공우주기술
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• 제11권2호
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• pp.109-116
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• 2012

우주발사체의 액체추진공급시스템에서 사용되는 연료 벤트/릴리프밸브는 안전밸브의 조합체로 지상에서 연료를 주입할 때와 비행 중에 추진제 탱크의 과압을 해소하는 역할을 한다. 벤트/릴리프밸브는 구동가스 공급에 의해 벤트밸브를 작동시키는 벤트모드와 설정된 압력을 유지하기 위해 자동으로 밸브를 개폐하는 릴리프모드로 작동한다. 본 논문에서는 해외발사체에 사용된(Saturn) 벤트/릴리프밸브 샘플을 이용하여 한국형발사체의 규격에 적용한 밸브 설계를 검토하였다. 또한 설계 검증 및 기본적인 작동 특성을 분석하기 위해 AMESim 상용코드를 이용하여 해석 모델을 구성하였다. 밸브 모델을 이용해서 동특성 해석을 수행하여 설계 변수에 대해 밸브 개폐 작동시간, 작동성능, 개폐압력을 예상하였다. 이를 통해 연료 벤트/릴리프밸브 설계변수에 따른 작동성을 파악하여 시제품 제작 전 의 상세설계 및 설계 경계조건을 제시하였다.

• Tribology and Lubricants
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• 제32권5호
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• pp.154-159
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• 2016

This paper presents an experimental study of the leakage performance and endurance performance of a mechanical face seal in the 7-ton-class turbopump of the Korea Space Launch Vehicle 2 third-stage engine. We install a mechanical face seal between the fuel pump and turbine to prevent the mixing of the fuel and turbine gas. We design and manufacture a prototype mechanical face seal, which has two parts, namely, a bellows seal assembly and mating ring. We set up a test facility to measure the leakage and endurance of the mechanical face seal. For the similarity tests, we use water under real operating conditions such as high rotational speed, high temperature, and high pressure. Through investigation of the leakage and carbon wear rate, it is possible to evaluate the performance of the mechanical face seal. The results of the leakage and endurance performance test demonstrate the absence of any leakage from the prototype mechanical face seal after a trial run and clarify that the acceptable wear rate fully satisfies the turbopump requirements. Finally, we install a qualified mechanical face seal in a 7-ton-class turbopump and perform a validation test in the turbopump real-propellant test facility in the Korea Aerospace Research Institute. The test results confirm that the mechanical face seal works well under real operating conditions.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.957-967
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• 2017

첨가제와 점화 보조제가 적용된 고체연료 램젯 용 연료 그레인의 연소시험을 수행하여 점화 지연과 연소 효율을 확인하였다. 연료 그레인은 HTPB에 AP 파우더 15 wt.% 보론 입자 5 wt.%가 혼합된 형태로 구성되어 있다. 연료 그레인에 $NC/BKNO_3$와 Composite 추진제로 이루어진 점화보조제를 도포하여 우수한 점화성능을 확보하였다. 에탄올 블렌딩 과산화수소 가스발생기를 통해 램젯 연소실의 공기와 가깝도록 온도, 압력, 산소 조성을 조절한 산화제 가스를 유속 $200kg/m^2s$ 으로 흐르도록 설정하였다. 실험 결과, 점화보조제의 작동을 통해 연료그레인에서 0.5초의 점화 지연시간을 파악하였다. 또한 보론의 연소를 통해 8 bar의 일정한 연소실 압력과 0.86의 높은 연소 효율을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.171-176
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• 2003

추진시스템 종합성능시험을 위한 시험시설이 구축되었으며, 최소계측을 통하여 최대한의 안전을 확보하기 위한 비상정지시스템이 검토되었다. 이에 연소실압력과 가속도신호를 이용한 비상정지시스템이 구축되었고, 이 측정변수를 통하여 점화지연 및 실패, 소화, 추진제공급상태, 불안정연소, 과도 구조진동 등을 감시할 수 있었으며, 시험 중 빠른 판단 및 조치에 의하여 시험의 안전을 확보할 수 있었고, 목적한 종합성능시험을 안전하게 완료할 수 있었다.

• 대한기계학회논문집
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• 제16권12호
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• pp.2385-2394
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• 1992

본 연구에서는 1차원, 2상 모델중 K.K.Kuo의 2상 유체역학 모델을 사용하여 유동을 수치해석하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제5권4호
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• pp.40-49
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• 2001

우주발사체의 아포지 킥 모타에 대한 기초연구를 수행하였다. AKM은 3단형 과학로켓 KSR-III의 3단으로서 개발되었다. 이 고체 모타는 HTPB 계열의 복합제 추진제, 복합재 모타 케이스와 잠입형 노즐을 갖추었다. 고체모타를 체계요구조건에 맞도록 개발하기 위하여 우선 직경 520mm의 완성형을 설계하고 약 60% 크기의 축소형 모타를 먼저 개발, 시험하였다. 축소형 모타의 개발 시험으로 완성형 모타의 개발 타당성을 입증하였다. 2차에 걸친 완성형 지상연소 시험을 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1051-1053
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• 2017

2단계 압력 설정이 가능하도록 산화제 탱크용 벤트/릴리프밸브를 설계하였다. 압력 편차를 줄이기 위하여 최소 캐비티 부피를 계산하였고 모델링을 활용하여 밸브 작동 특성을 해석하였다. 해석 결과를 토대로 검증을 위한 시제품을 제작할 예정이다.

• 한국추진공학회지
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• 제16권2호
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• pp.25-33
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• 2012

유전알고리즘을 사용하여 액체로켓엔진의 연소실 압력과 노즐 확장비, O/F 비 등 주요 설계변수를 최적화하였다. 대상엔진은 LO2/RP-1을 추진제로 사용하는 개방형 가스발생기 사이클을 대상으로 하였다. 연소실의 물성치는 CEA2를 이용하였으며, 무게 산출은 참고문헌을 바탕으로 모델링 하였다. 최적 설계의 목적함수는 비추력과 추력중량비를 다중목표로 설정하여 가중치 방법을 사용하였다. 유전알고리즘을 최적화 과정을 거친 결과 비추력은 최대 4%, 추력중량비는 최대 23% 정도 증가하였다. 또한 다양한 추력에 대해서 Pareto frontier line을 얻었다.