• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
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• pp.324-327
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• 2008

Two stage startup of high thrust liquid rocket engine can reduce the abrupt impulse to the vehicle and engine by changing oxidizer flow rate to the combustion chamber. Also it ensures stable ignition of combustion chamber against hard start and to prevent pump stall by the sudden supply of large mass flow rate. However high discharge pressure of oxidizer pump or temperature rise in gas generator may be a problem in applying the preliminary stage. To solve this problem, we analyzed the effect of the slope of oxidizer pump's head curve and the oxidizer mass flow rate to combustion chamber during preliminary stage using the rocket engine startup analysis code. A moderate slope(${\circleddash}{\sim}$-3) of head curve and 80% mass flow rate during preliminary stage can reduce the oxidizer pump discharge pressure by 15 to 20% comparing with the condition of ${\circleddash}$=-4.37 head curve and 70% mass flow rate. Also it can maintain the turbine inlet temperature rise within 50K from the nominal value.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.574-577
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• 2012

추력 측정은 액체로켓엔진 개발시험 시, 특히 연소기 개발시험 시에 성능 판단을 위한 매우 중요한 항목이다. 측정하기 어려운 경우에는 연소압을 통해 간접적으로 유추하는 방법을 쓰기도 하나 스탠드의 능력이 된다면 직접 측정하는 것이 필요하며 보다 더 정확하게 측정하기 위한 여러 가지 방안을 고려하게 된다. 본 논문에서는 국내 최초로 시도하는 액체로켓엔진 연소기의 수직형 연소시험설비에서 도입한 추력 측정 시스템에 대한 기본설계안을 소개한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권5호
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• pp.437-443
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• 2014

엔진은 로켓의 임무성공에 가장 중요한 부품이다. 본 연구에서는 신규 개발하는 액체로켓 엔진의 신뢰도 및 개발비용을 추정하는 방법을 제시한다. 신뢰도에 영향을 미치는 요인들 중 모형화가 어려운 인자들을 고려하여 베이스라인 엔진을 선택하고 신뢰도에 미치는 영향을 양적으로 파악할 수 있는 인자들을 반영하여 베이스라인 엔진의 신뢰도를 수정하였다. 또한 엔진개발비용을 건조 질량과 연소시험횟수로 나타낸 Transcost 엔진 개발비용 모형을 신규 개발하는 엔진의 요구추력과 신뢰도의 함수로 표현하였다. 마지막으로 액체산소와 액체수소를 추진제로 사용하는 다단연소 사이클 엔진에 대해 제안된 방법을 예시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.196-200
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• 2012

충남대학교 액체로켓실험실에서는 차세대 우주발사체 추진시스템의 국내 독자적 개발 능력 구축을 목표로 차세대 추진 시스템의 소요 임무를 분석하고, 과산화수소 및 메탄의 새로운 친환경 추진제를 이용한 이원 추진 시스템의 적용 특성을 분석한 후 각각의 추진제 조합에 따른 축소형 로켓엔진의 개발 기술을 단계적으로 획득하고 있다. 이를 통하여 향후 국내에서 소요임무별로 새롭게 요구되는 차세대 실물형 로켓엔진(연소기) 개발에 직접 활용될 수 있는 설계/제작/시험 기술을 확보하고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권3호
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• pp.66-73
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• 2004

탄화수소 계열의 액체로켓엔진용 연료로서의 액화천연가스의 특성을 성분 및 함량 분석, 냉각제로서의 특성과 엔진 성능 인자로서 특성속도와 비추력 관점에서 평가하였다. 액화천연가스내의 메탄의 함량이 연료로서의 특성을 결정짓는 주요한 인자이었으며, 재생냉각형 액체로켓엔진의 연료로 사용되기 위해서는 최소 90% 이상의 메탄 함량이 요구되는 것으로 판단된다. 한편, 예비 냉각에 의한 액화천연가스의 일부 성분의 응결이 예상되어 정상적인 엔진 작동을 방해하는 요소가 될 수 있다. 약 90%의 메탄 체적 함량을 가지는 액화천연가스의 액체로켓엔진의 작동 조건은 화학 당량비적 혼합비로 표준화한 추진제 혼합비로 0.75가 최적이었다.

• 항공우주산업기술동향
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• 제8권2호
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• pp.86-97
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• 2010

본 논문은 케로신 액체로켓엔진에서 세계 최고의 기술력을 갖고 있는 러시아와 우크라이나의 액체로켓 엔진 개발과정 및 동향을 살펴보았다. 구소련에서는 1960년대에 closed cycle을 채택하여 엔진의 연소압과 비추력을 최대한 높이는데 주력하였다. 그러나 1990년대 이후 경제적으로 어려워지면서 새로운 엔진개발에 드는 비용을 최소화하고 있으며, 이를 위하여 유사업종의 업체 간의 합병을 진행했고, 새로운 엔진개발에 기존의 부품을 최대한 사용하거나 시험-개선과정의 합리화를 통하여 시험엔진개수와 시험횟수를 줄이고 있다. 또한 국제 협력을 통하여 우주발사체시장에서 상업용 로켓을 위한 엔진 납품을 증가시키고 있다. 더불어 3성분이나 메탄 엔진 등 차세대 엔진 개발에도 주력하여 액체로켓엔진의 선두주자로서의 지위를 유지하려는 노력이 계속되고 있다.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 한국연소학회 2014년도 제49회 KOSCO SYMPOSIUM 초록집
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• pp.311-313
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• 2014

High pressure combustion with multiphase--liquid, gas, and supercritical phase--mixtures are widely used technology in the high efficiency liquid propellent rocket engine. This is the typical characteristics differentiate from the combustor of conventional air-breathing engines. Therefore, successful research of high pressure combustion at supercritical condition is essential to develope a high efficiency liquid rocket engine. Numerical studies have been carried out to explore capabilities of numerical method for LOx-CH4 non-premixed flames at high pressure. In this paper, corresponding numerical results are presented and compared with experimental result of MASCOTTE facility.

• 항공우주기술
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• 제12권1호
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• pp.111-119
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• 2013

로켓 기반 복합사이클 (RBCC) 엔진의 열역학적 사이클 해석을 통해 엔진의 개념 설계를 수행하였다. 설계 엔진은 지상, 정지 상태에서 출발하여 고도 30 km, 마하 8에 도달하는 것을 목적으로 한다. 본 엔진은 정지-마하 3까지는 이젝터 제트 모드, 마하 3-6 영역에서는 램제트 엔진 모드, 마하 6 이상의 영역에서는 스크램제트 모드로 구동한다. 개념설계 결과 본 엔진은 직경 1 m, 길이 6.7 m의 크기를 갖고 최대 추력 약 16.5 ton을 발생시킬 것으로 예측되었다. 램제트, 스크램제트 엔진모드의 경우 엔진 흡입구 설계점에 따라 전압력회복율 및 포획면적비가 달라지므로, 비행마하수에 따른 엔진의 추력성능 변화가 두드러지게 나타났다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.162-165
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• 2004

고성능 액체로켓엔진 개발을 위하여 터보펌프를 사용하는 재생냉각형 액체로켓엔진시스템의 배치안을 마련하였다 엔진시스템을 구성하는 부품들에 대하여 각각의 특성을 고려하고 현실적으로 제작 및 조립이 가능하도록 3차원 디지털 모형을 제작하여 검증하였다. 1단 엔진시스템은 1축 김발링을 하며 4개의 엔진 조립체로 클러스터링 할 수 있도록 설계하였다. 2단용 엔진시스템은 2축 김발링을 하며 1개의 엔진 조립체로 구성하였다. 1단 및 2단 엔진시스템의 조릴 및 분해 공정 그리고 관련 프로그램 또한 개발하였다. 그리고 엔진시스템의 조져 및 분해 공정을 효율적으로 수행하기 위하여 여러 형태의 전용 치/공구 또한 개발하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제11권1호
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• pp.71-84
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• 2007

액체추진제 로켓 엔진에서 발생되는 연소불안정 현상에 대해 논의하였다. 지난 1930년대에 고체 및 액체 로켓에서 발견되었던 연소불안정 현상은 연소현상을 이용하는 가스터빈, 램 및 스크램젯, 로켓 등 모든 기관에서 문제가 대두되었고, 이러한 기관들의 안정적인 운용을 위해서는 연소 불안정성에 대한 연구가 필요하게 되었다. 그러나 엔진을 파괴하는 심각한 현상을 초래하는 이 현상을 아직까지 완전히 제어하고 있지 못하다. 따라서 연소불안정 현상이 발생되는 원인과 메커니즘을 알아보고, 액체추진제 로켓에 대한 각국의 개발사를 알아보았다.