• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 2006년 제4회 한국유체공학학술대회 논문집
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• pp.451-454
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• 2006

This paper describes the results of cold flow test and hot firing tests of an uni-element coaxial swirl injector and hot firing tests of a subscale combustor, as to the development effort of coaxial swirl injector for high performance liquid rocket engine combustor. A major design parameter for coaxial swirl injector is the recess number of a bi-swirl injector. The results of hot firing tests of the uni-element injector combustor and the sub-scale combustor are analyzed to investigate the effect of the recess number influencing on the combustion performance and pressure fluctuation. The test results of a cold flow test of the unielement combustor shows that it was shown that the change in recess number has significant effect on mixing characteristics and efficiency, while the effect of recess number on atomization characteristic is not The results of a series of firing tests using unielement and subscale combustor show that the recess length significantly affects the hydraulic characteristics, the combustion efficiency, and the dynamics of the liquid oxygen/kerosene bi-swirl injector. As a point of combustion performance, combustion efficiencies are 90% for unielement combustor and 95% for subscale combustor. The difference in the characteristic velocities between the unielement combustor and the subscale combustor may be caused by the difference in thermal loss to the combustor wall and the relative lengths of the combustion chamber. For a mixed type coaxial swirl combustor, the pressure drop across the injector increases as recess number becomes larger. The low frequency pressure fluctuation observed in unielement combustor can be related to the propellant mixing characteristics of the coaxial bi-swirl injector. The effect of the recess number on the pressure fluctuation inside the combustion chamber is more significant in un i-element combustor than the subscale combustor, of which the phenomena are also observed in time domain and frequency domain.

• 항공우주기술
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• 제4권2호
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• pp.135-141
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• 2005

본 논문에서는 와류형 및 충돌형 분사기를 가진 액체로켓엔진용 축소형 연소기의 기본 설계 및 상세설계에 대해 기술하였다. 와류분사기는 내부에 액체산소 외부에 케로신을 공급하여 노즐 내부 또는 외부에서 혼합하는 구조를 가지고 있다. 축소형 연소기는 분사기 헤드, 삭마 냉각방식의 내열재 연소실 그리고 물냉각 노즐로 구성되어 있다. 분사기 헤드는 18개의 주 분사기, 하나의 중앙 분사기, 연료 메니폴드, 산화제 매니폴드 그리고 추진제 분배기 등으로 구성되어 있다.

• 한국항공운항학회지
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• 제14권1호
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• pp.2-8
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• 2006

Numerical analysis of the flow field in the reactive medium of End-Burring combustor is studied in order to investigate the combustion characteristics of hybrid combustion. The main part of this study is focused on the port diameter effects of oxidizer injector on the temperature distribution within the reactive field. It is found that the case having the largest port diameter(25 mm) delivers the optimum conditions for the design of End-Burring combustor where the predicted temperature field showed the most acceptable distribution.

• 대한기계학회논문집B
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• 제30권1호
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• pp.32-40
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• 2006

A linear acoustic analysis has been performed to elucidate damping characteristics of acoustic cavities in a liquid rocket combustor. Results have shown that resonant frequencies of acoustic cavity obtained by classical theoretic approach and by the present linear analysis are somewhat different with each other. This difference is attributed to the limitation of the simplified classical theory. To quantify the damping characteristics, acoustic impedance has been introduced and resultant absorption coefficient and conductance have been evaluated. Satisfactory agreement has been achieved with previous experiment. Finally the design procedure for an optimal tuning of acoustic cavity has been established.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.47-53
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• 2017

우주 발사체의 발사 실패 원인 중 가장 대표적인 것이 연소불안정 현상이다. 연소불안정은 연소실 내부의 압력 섭동과 열방출 섭동의 상호작용으로 인하여 연소실 내부의 압력 섭동이 크게 증폭되는 현상을 말하며, 이러한 현상이 심해지게 되면, 엔진의 폭발 또는 비행체의 추락 등이 일어나게 된다. 이러한 연소불안정 현상을 예측하고 회피하기 위해서는 현상의 이해가 반드시 필요하며, 이를 위해 국내외적으로 연소불안정에 대해 수치적, 이론적, 실험적인 접근을 통한 연구가 많이 진행되고 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.353-358
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• 2009

75톤급 액체로켓엔진의 성공적인 개발을 위해서는 각 구성품에 대한 다수의 시험이 수행되어야 하며 이러한 상황은 연소기에서도 동일하다. 하지만 한국항공우주연구원에서 운용 중인 시험설비는 75톤급 연소기를 정상 추력으로 수행하기에는 부족하다. 연소기 개발 시험에 접어들기 이전에 시험설비는 준비가 되어야 하기 때문에 시험설비의 구축이 급박하다. 본 논문에서는 이와 같은 긴급한 필요성으로 수행한 75톤급 액체로켓엔진 연소기 시험설비의 기본설계 내용을 기술한다.

• 한국추진공학회지
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• 제11권5호
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• pp.72-77
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• 2007

액체로켓엔진용으로 내부혼합 동축 와류형 분사기를 장착한 축소형 연소기에 대한 설계 및 연소시험결과를 기술하였다. 추진제는 액체산소 및 케로신이며 연소기는 분사기 헤드, 삭마냉각방식의 연소실 그리고 물냉각 노즐부로 구성되어 있다. 분사기 헤드는 액체산소 매니폴드, 연료 매니폴드, 중앙 분사기 그리고 내부혼합 형태의 18개 분사기로 이루어졌다. 축소형 연소기 연소시험은 성공적으로 이루어졌으며, 분사기의 손상이 발생하지 않았고 연소특성속도는 설계점에서 1756 m/sec을 나타내었다. 고주파 연소불안정은 나타나지 않았지만 탈설계점에서 압력의 저주파 섭동이 기준치를 넘는 결과를 보여주었다.

• 한국추진공학회지
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• 제6권3호
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• pp.19-27
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• 2002

액체로켓 엔진에서 작동초기인 연소기 내의 점화를 결정하는 추진제의 공급 순서는 엔진의 안정적인 운영에 필수적이다. 본 논문에서는 KSR-III 주엔진의 점화 순서에 대해 간략히 설명하였고, 점화순서를 결정하는 시험측정인자에 대한 종류 및 측정 신뢰성에 대해 살펴보았다. 점화 cyclogram에서 중요한 추진제의 공급시간을 정확히 결정하기 위해 엔진의 메니폴드 체적과 유량에 관련된 충전시간, 그리고 밸브 개폐시간에 대해 논의하였다. 또한, 점화에 있어 연료나 산화제 공급의 순서를 다르게 하는 경우 점화초기 엔진의 연소 특성에 대해 기술하였다. 측정변수에 의해 결정된 점화 cyclogram으로 연소시험을 수행한 결과에 대해 간략히 기술하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제16권6호
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• pp.16-22
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• 2012

액체로켓 추력실의 성능 예측 및 초음속 노즐부 형상 설계에 활용 중인 in-house 해석 도구를 이용하여 재생냉각 연소기에 대한 성능/냉각 통합해석을 수행하였으며, 막냉각 유량 및 외곽 분사기열의 혼합비 변화에 따른 연소 성능과 냉각 성능 간 trade-off 경향을 고찰하였다. 향후 막냉각 및 주요 설계 인자의 최적화 도구로 활용될 수 있도록 개발 연소기에 대한 시험 결과와의 비교 등을 통하여 수치해석 도구를 검증/개선해나갈 계획이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.804-809
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• 2008

In this study, the cooling performance of a C/C composite material structure with metallic cooling tubes fixed by elastic force without chemical bonding was evaluated experimentally using combustion gas in a rocket combustor. The C/C composite chamber was covered by a stainless steel outer shell to maintain its airtightness. Gaseous hydrogen as a fuel and gaseous oxygen as an oxidizer were used for the heating test. The surface of these C/C composites was maintained below 1500 K when the combustion gas temperature was about 2900 K and heat flux to the combustion chamber wall was about 9 $MW/m^2$. No thermal damage was observed on the stainless steel tubes which were in contact with the C/C composite materials. Results of the heating test showed that such a metallic-tube-cooled C/C composite structure is able to control the surface temperature as a cooling structure(also as a heat exchanger), as well as indicating the possibility of reducing the amount of the coolant even if the thermal load to the engine is high. Thus, application of the metallic-tube-cooled C/C composite structure to reusable engines such as a rocket-ramjet combined cycle engine is expected.