• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.498-501
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• 2012

한국형발사체개발을 위하여 소형연소시험장을 개량하였다. 개량된 시험설비는 7톤급 연소기 개발에 활용될 예정이며, 이를 통해 획득한 자료와 시험평가 절차와 시험기법을 토대로 고성능 로켓엔진 개발에 활용될 것이다. 본 논문에서는 7톤급 축소형 연소기 시험을 위해 개량된 시험설비에 대해 기술하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제5권2호
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• pp.38-43
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• 2001

본 논문은 Finocyl형 그레인의 이중추력형 로켓모타에 대한 성능예측기법을 개발하여 이를 실제 연소 시험 데이터와 비교, 분석하였다. 성능예측은 I-DEAS를 이용한 면적분석과 보정계수를 이용한 성능계산으로 나누어 수행되었다. 비교분석 결과 연소 중 압력이 지속적으로 변화하는 이중추력형 모타의 경우는 단순추력형과는 달리 부스팅과 서스테이닝 단계에서 각각 다른 보정개수를 적용하여 성능을 예측해야하며 이를 이용하여 재예측한 결과 0.5% 오차 안에서 일치함을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.271-274
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• 2006

Polyethylene-GOX 추진제를 이용한 소형 하이브리드 로켓 모터의 성능 예측 모델에 대한 연구를 수행하였다. 제안된 모델에서 연소실 전체에 걸친 상태량을 단일 변수로 가정하여 내탄도 모델 식을 풀어 연소실 내 압력을 예측할 수 있었으며, 실험을 통해 측정된 값과 비교하여 모델의 정확도를 고찰하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.885-891
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• 2011

본 논문은 액체산소와 케로신을 추진제로 하는 액체로켓엔진의 성능평가를 위한 엔진 지상 연소시험설비 예비설계 결과를 기술하였다. 엔진 지상 연소시험설비의 설계 요구조건에 기반한 설계 규격 및 설비 구성을 제시하였다. 엔진 지상 연소시험설비 예비설계 결과는 향후 한국형발사체 75톤급 엔진 지상 연소시험설비의 상세설계 및 구축을 위한 기본 자료로 활용될 예정이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.479-483
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• 2012

본 논문은 액체산소와 케로신을 추진제로 하는 한국형발사체 1단 엔진의 성능평가를 위한 엔진 지상연소시험설비 개발 현황을 기술하였다. 한국형발사체 75톤급 엔진 지상 연소시험설비의 설계 요구조건에 기반한 설계 규격 및 설비 구성을 제시하였다. 엔진 지상 연소시험설비 기본설계 결과는 향후 한국형발사체 75톤급 엔진 지상 연소시험설비의 상세설계 및 구축을 위한 기본 자료로 활용될 예정이다.

• 한국추진공학회지
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• 제16권1호
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• pp.9-15
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• 2012

하이브리드 연소실의 국부 압력과 속도변화를 고려하는 비정상 내탄도 해석모델을 제안하고 이를 바탕으로 연소실 내 국부영역에서 내탄도 특성인자의 변화를 도출하였다. 해석 모델 검증을 위하여 연소실 전후단의 압력을 측정한 실험결과와 해석결과를 비교하여 실험과 해석결과가 유사함을 확인하고 연소 효율을 평가 하였다. 하류방향으로 산화제 유량이 변화하므로 이에 따른 연소실 국부영역의 압력, 온도, 연료의 후퇴율 및 연소가스의 유속 변화를 정량적으로 고찰하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.353-358
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• 2008

현재 인하 로케트 연구회에서는 소형 로켓 모터 점화를 위해 흑색화약 및 PVA수지를 혼합하여 점화기를 제작하고 있다. 하지만 제작 과정의 모호함으로 인해 그 성능이 일정하지 않아, 점화기로서 부족한 점으로 지적되고 있다. 따라서 흑색화약 및 PVA수지의 혼합비에 따른 연소 특성을 파악하여 추진제 점화기 요구 조건 충족 조건을 실험적으로 확인하였다. 특히 추진제 점화기의 요구 조건인 추진제 점화 온도 및 안정 연소 압력 조성에 대하여 중점적으로 다루었으며, 산화제와 연소 촉매의 비율에 따른 연소 가스의 온도 및 압력 변화를 통해 그 경향성을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권6호
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• pp.104-110
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• 2018

액체로켓엔진 작동 모드 해석은 엔진 개발과정에서 설계/시험/분석을 위한 필수 도구이다. 구성품 수락시험 결과를 반영한 엔진 작동 모드 해석은 엔진 시험 결과와 차이를 보인다. 가스발생기 사이클 엔진 작동점 해석 모델에서 엔진 시험 결과를 재현하기 위한 성능 인자를 파악하고 보정 방법을 정의하였다. 연소기, 가스발생기, 터보펌프의 성능과 연소기 배관, 가스발생기 배관의 유량 계수를 보정하여 시험결과와 같은 유량, 압력, 터보펌프 회전수 등 엔진 성능 변수에 상응하는 엔진 해석 모델을 얻었다. 성능 인자 보정을 적용하여 한국형 발사체용 75톤급 엔진의 시스템 해석 모델을 획득하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제24권6호
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• pp.85-92
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• 2020

200 N급 기체메탄-액체산소 소형로켓엔진의 연소실 특성길이 1.37 m, 1.71 m, 2.06 m에 대한 연소성능 분석을 위해 지상연소시험을 수행하였다. 로켓엔진의 주요 성능 변수로 정상상태에서의 추력, 비추력, 특성속도 등을 획득하였으며, 연소시험을 통해 확인한 성능특성을 CEA 해석으로부터 구한 이론성능과 비교 및 분석하였다. 연소성능에 대한 특성길이의 영향을 관찰한 결과, 최적의 특성길이는 1.71 m와 2.06 m사이에 존재하는 것이 확인되었다.