• 한국추진공학회지
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• 제9권4호
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• pp.48-54
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• 2005

액체 산소(LOx)와 Jet A-1(Jet engine fuel)을 추진제로 하는 소형 액체 로켓 연소기에서 막 냉각의 효과에 관한 실험적 연구를 수행하였다. 막 냉각제(Jet A-1과 물)는 막냉각장치를 통해 분사되도록 하였다. 막 냉각 유량 변화에 따른 연소기의 외벽온도 및 막 냉각 길이는 추진제 혼합비, 연소실 압력 및 막냉각장치의 형상 변화(분사각)에 따라 비교하였다. 막 냉각에 따른 특성속도 효율의 손실도 막 냉각제를 물과 Jet A-1을 사용하였을 경우에 대해서 각각 구하였다. 연소실 압력의 증가에 따라 노즐에서의 외벽 온도는 증가하였으나, 퍼센트 막냉각 유량이 9% 이상인 경우에 연소실에서는 거의 영향을 받지 않았다. 특성속도는 퍼센트 막냉각 유량이 9% 이상일 때 추진제 혼합비에 영향을 받지 않았다.

• 한국추진공학회지
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• 제10권3호
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• pp.41-47
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• 2006

로켓 연소기에서 음향 공명기의 음향 동조에 미치는 평균 유동 및 노즐 감쇠 효과를 수치해석적으로 연구하였다. 본 연구에서는 분사기가 연소실내 음향 감쇠를 위한 공명기로서 사용된다. 연소실내 평균 유동의 마하수가 증가함에 따라 제 1 접선 방향 모드의 공진 주파수가 미약하게 감소하였으나 최적의 분사기 동조 길이는 거의 변화가 없었다. 노즐 감쇠는 공진 주파수나 최적 동조 길이에 영향을 미치지 못하며, 다만 음향 진동 진폭을 변화시킬 뿐이었다. 이러한 결과로부터, 평균 유동과 노즐 감쇠가 음향 공 동조에 미치는 영향은 미미함을 알 수 있었다. 분사기의 장착 개수가 증가할수록 음향 진동 진폭이 감소하였으나, 분사기와 연계된 새로운 음향 모드가 발생함을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권3호
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• pp.46-52
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• 2018

액체산소 및 탄화수소를 사용하는 연소기의 고주파 연소불안정을 해석하기 위해 단순모델로서 Crocco의 $n-{\tau}$ 시간지연 연소모델을 적용하고, 음향과 커플된 연소기 내 유동에 대해 선형해석을 수행하였다. 변수분리를 통해 편미분 포텐셜함수 식을 원통좌표계 미분방정식으로 만들고, 연소기의 접선방향 공진모드에 대한 고유 값을 계산하였다. 분사면 및 노즐입구를 경계조건으로 적용하여 미분식의 해를 구했다. 시스템의 안정성 판정을 위해 전달함수를 주파수 해석 하였으며, 관심 영역 주파수인 1T 모드 주변 주파수에서 시스템 게인 및 위상각으로 안정성 여유를 평가하였다. 또한 1T 모드 안정성 향상을 위해 배플 길이 및 형상에 대한 영향을 평가하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.864-870
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• 2017

다단연소사이클 엔진의 추진제는 예연소기에서 일부 연소되고, 연소된 고온의 가스는 터빈을 구동하고 터빈은 터보펌프를 작동시킨다. 터보펌프의 터빈을 통과한 연소가스는 고온 고압의 상태로 연소기로 공급되는데, 이때 연료 또는 산화제의 양에 따라 연소가스는 연료 과잉 또는 산화제 과잉 상태로 공급된다. 산화제 과잉상태의 환경에서 금속 배관은 작은 입자의 충격에 의해서도 발화 또는 폭발될 수 있다. 이를 방지하기 위해 로켓 선진 국가에서는 산화제가 이동하는 공간에 내산화 코팅을 한다. 본 연구에서는 해외 내산화 코팅 물질 분석을 통해 국산 조합분말을 개발하였고, 코팅공정을 수립하였다. 개발된 조합분말을 이용하여 코팅 후 내산화 시험을 수행하였으며, 그 결과 질량변화량이 -0.16%~+0.01% 임을 확인하였다. 본 연구결과로부터 개발된 유약은 실물형 연소기의 내산화 코팅에 적용이 가능할 것으로 판단되며, 향후 연소시험을 통한 개발기술의 검증을 진행할 계획이다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권8호
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• pp.812-818
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• 2009

산화제 개폐밸브는 일반적으로 공압으로 포핏을 열고 닫음으로써 로켓엔진에 액체산화제유량을 제어한다. 상용되는 산업용 밸브와는 달리 현재 개발 중인 산화제 개폐밸브는 밸브는 효과적인 기밀을 위해 피스톤과 포핏이 접촉되어 있을 뿐, 분리되어 설계되어졌다. 밸브가 닫히는 동안 피스톤과 포핏이 떨어져서 움직이는 것을 피하고, 밸브의 전반적인 작동 성능을 파악하기 위해서 힘평형 해석이 수행되었다. 또한 더욱 정확한 해석을 위해, 마찰력과 포핏에 작용하는 힘을 각각 시험과 CFD 해석을 통해 구해내었다. 해석 결과를 통해 힘평형 해석에서 스프링, 마찰력과 공압부의 오리피스 크기와 같은 중요한 설계인자들의 영향을 알아보았으며, 현재 개발 설계중인 산화제 개폐밸브의 작동성능을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제23권4호
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• pp.104-111
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• 2019

다단연소사이클 엔진은 가스발생기 기반의 개방형 엔진에 비해 성능이 좋기 때문에 현재 한국형발사체사업(KSLV-II)의 후속사업의 일환으로 선행연구가 진행 중이다. 기술검증시제 명칭의 TDM0A, TDM0B를 통해 다단연소사이클 엔진의 시동 조건과 연소 특성을 이해하고, 산화제 과잉 예연소기와 연소기 개발을 위한 연소 성능 시험이 수행되었다. 시험 데이터를 토대로 엔진 형상 모델 TDM1A를 제작하여 연소 시험을 수행했으며, 주연소기 연소압 91 bar, 터보펌프 회전수 28,000 rpm의 안정적인 결과로 개발요구조건을 만족하였다. 본 논문에서는 TDM0A부터 TDM1A까지의 개발과정과 특징에 대해 논하고자 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권1호
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• pp.85-90
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• 2014

액체 추진 엔진 개발을 위해서는 서브시스템인 연소기 개발이 선행되어야 하고 설계 및 제작된 연소기의 성능 검증은 연소기 연소시험설비(CCTF)에서 수행된다. 연소기 연소시험설비는 로켓 엔진의 연소기를 개발하기 위한 시험 설비로 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 케로신(Kerosene)을 사용한다. 이러한 추진제는 질소가스를 사용하여 고압으로 추진제 런탱크를 가압하여 연소실로 공급하게 된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기 연소시험설비에 대한 상세설계가 수행되었으며, 본 논문에서는 고압가스 공급시스템에 대한 설계 결과를 소개하고자 한다.

• 항공우주기술
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• 제2권2호
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• pp.157-166
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• 2003

KSR-III 추진기관시스템의 최종단계로 추진기관 종합시험이 수행되었다. 이 시험에서는 KSR-III용으로 개발된 세 가지 형태의 분사기면을 가지는 엔진에 대한 연소시험이 수행되어졌으며, 복합재 배플을 가지는 엔진을 발사체용으로 최종 인증한바 있다. 배플의 효과를 확인하기 위해 제작된 STS 배플 엔진은 비록 최종적인 발사체용은 아니나, 이 엔진을 가지고 수행한 연소시험을 통하여 배플이 KSR-III 연소기에서의 점화에 의한 불안정 연소 및 연소 중 자발적 불안정 연소 발생에 대한 강력한 억제 효과가 있음을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.43-46
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• 2006

축열식 가열기는 주로 초음속 지상추진 시험설비의 고고도 조건 모사를 위하여 구축되는 장비로 이외에도 로켓 엔진 노즐의 추력 보정시험, 가스터빈 엔진 연소기 모사시험에 범용으로 사용할 수 있다. 한국항공우주연구원에서 보유하고 있는 축열식 가열시스템은 마하 $2{\sim}5$, 고도 $0{\sim}25km$의 범위에서 구동하는 초음속 지상추진시험설비의 전온도 모사를 목적으로 설계되었으며, 최고 모사 온도 1,300 K, 최고 가압압력 3.5 MPa의 성능을 낸다. 본 논문에는 본 원에서 구축한 축열식 가열기의 목표로 한 일본 JAXA RJTF에 구축되어있는 축열식 가열기에 대하여 정리하도록 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제15권1호
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• pp.69-75
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• 2011

한국형발사체 엔진에 사용될 예정인 75톤급 연소기 채널냉각형 기술검증시제에 대한 연소시험을 수행하였다. 설비 공급 능력과 구조물 강도 제한으로 정상 유량의 50% 수준에서 시험이 수행되었다. 75톤급 채널냉각 연소기의 저압연소시험을 통해 점화구간과 연소구간에서의 작동성과 안정성이 확인되었다. 더불어 75톤 연소기의 성능요구조건을 만족시킬 수 있을 것으로 추정할 수 있었다.