• 한국추진공학회지
• /
• 제20권6호
• /
• pp.54-60
• /
• 2016

본 연구에서는 하이브리드 추진시스템의 덕티드 로켓용 가스발생기 적용을 위하여 낮은 산화제 유속 범위에서 HDPE multi-port(7port) 그레인 및 파라핀 그레인을 이용한 연소 시험을 수행하였다. 파라핀 연료의 경우 일반적인 덕티드 로켓용 가스발생기의 O/F비 작동조건인 0.3~0.8의 범위를 충족시켜 덕티드 로켓용 가스발생기로서의 적용가능성을 확인하였다. 산화제 유속 $35kg/m^2s$ 이하의 구간에서 산화제유속에 따른 O/F비의 변화가 일어나지 않는 구간이 존재함을 확인함으로써 VFDR 가스발생기로서의 적용가능성 또한 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제16권2호
• /
• pp.25-33
• /
• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
• /
• pp.127-134
• /
• 2011

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. 최적설계의 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.

• 한국추진공학회지
• /
• 제19권3호
• /
• pp.47-53
• /
• 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
• /
• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.119-122
• /
• 2005

고온과 고속의 열악한 환경 속에서 발생하는 비행체의 삭마현상은 일반적으로 상변화를 수반하는 유체의 유동, 에너지 전달, 질량전달, 화학반응이 수반되기 때문에 해석과정이 복잡하다. 본 연구에서는 액체로켓엔진의 흑연노즐에 대하여 1차원적으로 삭마현상을 수치해석하고, 실험을 통하여 이를 비교 검토하였다. 낮은 연소압력과 산화제/연료비에서는 삭마가 거의 이루어지지 않았으며, 연소압력과 혼합비가 낮은 경우에는 해석결과의 신뢰도는 낮고 정상작동 구간에서의 해석결과와 실험결과가 차이가 많은 것으로 보아 화학적 삭마 외에 기계적 삭마도 상당하다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.560-564
• /
• 2004

The optimal design and combustion analysis of the gas generator for Liquid Rocket Engine (LRE) were performed. A fuel-rich gas generator in open cycle turbopump system was designed for 10ton$_{f}$ in thrust with RP-1/Lox propellant. The optimal design was done for maximizing specific impulse of main combustion chamber with constraints of combustion temperature and power matching required by turbopump system. Design variables were selected as total mass flow rate to gas generator, O/F ratio in gas generator, turbine injection angle, partial admission ratio, and turbine rotational speed. Results of optimal design show the dimension of length, diameter, and contraction ratio of gas generator. Also, the combustion test was conducted to evaluate the performance of injector and combustion chamber. And the effect of the turbulence ring was investigated on the mixing enhancement in the chamber.r.

• Advances in aircraft and spacecraft science
• /
• 제4권3호
• /
• pp.281-296
• /
• 2017

The axial-injection end-burning hybrid rocket proposed twenty years ago by the authors recently recaptured the attention of researchers for its virtues such as no ${\zeta}$ (oxidizer to fuel mass ratio) shift during firing and good throttling characteristics. This paper is the first report verifying these virtues using a laboratory scale motor. There are several requirements for realizing this type of hybrid rocket: 1) high fuel filling rate for obtaining an optimal ${\zeta}$; 2) small port intervals for increasing port merging rate; 3) ports arrayed across the entire fuel section. Because these requirements could not be satisfied by common manufacturing methods, no previous researchers have conducted experiments with this kind of hybrid rocket. Recent advances in high accuracy 3D printing now allow for fuel to be produced that meets these three requirements. The fuel grains used in this study were produced by a high precision light polymerized 3D printer. Each grain consisted of an array of 0.3 mm diameter ports for a fuel filling rate of 98% .The authors conducted several firing tests with various oxidizer mass flow rates and chamber pressures, and analysed the results, including ${\zeta}$ history, using a new reconstruction technique. The results show that ${\zeta}$ remains almost constant throughout tests of varying oxidizer mass flow rates, and that regression rate in the axial direction is a nearly linear function of chamber pressure with a pressure exponent of 0.996.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
• /
• pp.211-215
• /
• 2006

하나의 발사체를 개발하기 위해서는 많은 노력과 연구가 필요하며 특히 발사체의 핵심이 되는 엔진의 개발은 발사체 개발에 있어서 매우 큰 비중을 차지한다. 특히 액체로켓엔진은 내부에서 맹렬한 화학반응이 일어나고 있으며 또한 동시에 무게대비 최고의 성능을 요구하는 개체이기 때문에 수많은 위험요소가 잠재되어있다. 이 연구는 엔진 개발에 내재되어있는 위험도를 완화시키기 위하여 먼저 위험도를 정량화 시키는 방법을 간단히 기술하였고 국외사례를 모델로 하여 그 방법론을 정리하였다.

• 한국국방경영분석학회지
• /
• 제3권1호
• /
• pp.83-96
• /
• 1977

The combustion chamber and nozzle of an end burning, small spherical rocket is designed. A spherical external shape has a number of advantages such as fixed center-of-gravity and minimum aerodynamic precession torques during flight and a better mass distribution for gyro-stabilization as contrasted to a conventional ogive rocket shape. It is shown that the cross-sectional variation of the end burning solid propellant with length is an exponential geometry to provide a constant thrust-weight ratio of the rocket device during the propellant burning period, and that the factors which affect the attainment of the constant relationship of thrust to weight in the design are the initial propellant area, initial weight of the rocket and propellant density. The measurement of the transient thrust in the ground static test using black powder propellant supports the predicted results. A wind tunnel having a $30{\times}30{\times}75cm$ test section and Mach number 0.11 is constructed, and a simple balance-type device is designed for the measurement of the drag of a spinning sphere. The experimental results indicate that the. spinning has no effect on the magnitude of the drag up to the Reynolds number $3{\times}10^5$. Numerical computation of the flight trajectories for various launching angles is presented, and the gyro-stabilization of spinning sphere is discussed.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제32권5호
• /
• pp.109-115
• /
• 2004

액체산소와 등유를 추진제로 사용하는 액체로켓엔진 터보펌프의 기본설계 사양을 도출하기 위한 1차원 시스템 설계 프로그램을 개발하였다. 터보펌프식 액체로켓엔진 시스템으로는 가스발생기 사이클과 단계식 연소 사이클 두 가지 사양을 고려하였다. 시스템 해석을 통하여 엔진 시스템의 유량 밸런스, 추력, 비추력, 혼합비, 터보펌프의 출력, 터빈 팽창비에 대한 분석이 수행되었으며 가스발생기를 제외한 대부분의 설계변수들이 실제 엔진과 잘 일치하는 결과를 얻었다. 본 논문에서는 개발된 1차원 시스템 설계 프로그램을 사용하여 임의의 액체로켓엔진 추력에 대한 터보펌프 기본 사양을 도출할 수 있음을 확인하였다.