• 한국추진공학회지
• /
• 제15권1호
• /
• pp.83-89
• /
• 2011

재생냉각식 액체로켓엔진의 예비 설계 단계에서 연소기 형상을 결정하기 위한 설계 방안을 제안하였다. CEA에서 예측된 연소 후 가스 물성치를 이용하여 로켓의 성능 및 재생냉각 성능을 계산하였다. 요구 추력, 연소실 압력, 주위 압력, 추진제 혼합비에 대해 1차원 관계식과 경험식으로 최적 유량과 연소기 성능을 예측하고, Rao 노즐 설계 기법을 활용하여 최종적으로 연소기 형상을 결정할 수 있는 방안을 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
• /
• pp.37-42
• /
• 2010

재생냉각식 액체로켓엔진의 예비 설계 단계에서 연소기 형상을 결정하기 위한 설계 방안을 제안하였다. CEA에서 예측된 연소 후 가스 물성치를 이용하여 로켓의 성능 및 재생냉각 성능을 계산하였다. 요구 추력, 연소실 압력, 주위 압력, 추진제 혼합비에 대해 1차원 관계식과 경험식으로 최적 유량과 연소기 성능을 예측하고, Rao 노즐 설계 기법을 활용하여 최종적으로 연소기 형상을 결정할 수 있는 방안을 제시하였다.

• International Journal of Aerospace System Engineering
• /
• 제2권2호
• /
• pp.29-33
• /
• 2015

The multidisciplinary design optimization (MDO) of a launch vehicle (LV) with a hybrid rocket engine (HRE) was carried out to investigate the ability of an HRE for a single-stage LV. The non-dominated sorting genetic algorithm-II (NSGA-II) was employed to solve two design problems. The design problems were formulated as two-objective cases involving maximization of the downrange distance over the target flight altitude and minimization of the gross weight, for two target altitudes: 50.0 km and 100.0 km. Each objective function was empirically estimated. Several non-dominated solutions were obtained using the NSGA-II for each design problem, and in each case, a trade-off was observed between the two objective functions. The results for the two design problem indicate that economical performance of the LV is limited with the HRE in terms of the maximum downrange distances achievable. The LV geometries determined from the non-dominated solutions were examined.

• 항공우주산업기술동향
• /
• 제9권1호
• /
• pp.139-149
• /
• 2011

액체 로켓 엔진의 연소기는 높은 온도의 연소가스를 발생시키므로 연소실과 노즐은 열적으로 보호되어야 한다. 고공 엔진의 노즐확장부도 고열에 견딜 수 있게 설계되어야 하며, 이를 위하여 가스냉각, 삭마냉각, 복사냉각등 다양한 방법의 냉각이 적용되고 있다. 특히 큰 노즐 팽창비를 갖는 상단엔진의 경우 무게가 발사체 성능에 미치는 영향이 크므로 경량 내열 소재가 개발되어 사용되어 왔다. 미국과 러시아, 유럽에서 사용되어 온 노즐확장부 재료를 조사한 결과 스테인리스강과 티타늄합금과 같은 무거운 금속 재료에서 경량의 탄소섬유 강화 복합재 또는 세라믹 복합재로 바뀌어 가는 경향이 파악되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.1054-1056
• /
• 2017

액체로켓엔진의 성능 검증을 위한 시험발사체의 발사가 준비되고 있다. 액체로켓엔진의 비행시험은 막대한 비용과 준비가 필요하고 계측채널의 제한이 있음으로, 발사준비과정의 검사와 비정상상황 파악을 위하여 최적의 계측 계획이 수립되어야 한다. 본 논문은 해외 액체로켓엔진 비행시험 계측관련 자료를 조사하였는데, 근래에 들어 모든 가능한 결함을 지상시험단계에서 확인하여 제거하고자 하는 경향에 따라 비행시험 횟수가 줄고 있고 이에 반하여 비행시험 시 엔진의 측정 항목이 크게 증가하고 높은 측정 정확성을 요구하고 있다. 본 논문은 향후 국내에서 수행될 시험발사체 준비 및 발사 작업에 참고가 될 수 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.144-147
• /
• 2017

초고속 수상정의 추진 기관으로써 추력 조절 및 수중 운용이 가능한 하이브리드 추진 기관을 개발하였다. Ground Test Motor를 설계 및 제작하여 지상 시험을 통해 추진 기관의 성능을 검증하였으며, Underwater Woring Motor를 설계, 제작하여 지상 시험 및 수중 추진 시험을 수행하였다. 수중 운용을 위하여 2단계 점화 방식을 채택하였고, 점화 직전까지 수밀이 가능하도록 노즐 끝단에 파열판을 장착하였다. 최종 선정된 이중 파열판을 장착한 수중 추진 시험에서 성공적인 점화 및 추진이 이루어짐을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
• /
• pp.251-254
• /
• 2008

하이브리드 로켓엔진의 연소시험을 수행하기 위해 시험 설비를 제작하고 지상연소시험장을 구축하였다. 연소시험장 설비는 하이브리드 로켓엔진, 추력 시험대, 산화제 저장 및 공급 장치, 제어 장치, 데이터 획득 장치로 구성되었다. 추력 50 kgf 급의 연소 시험을 수행하여 안정적으로 성능 데이터를 획득할 수 있었으며, 연소시험장 설비의 작동 신뢰성을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제35권9호
• /
• pp.816-825
• /
• 2007

액체 로켓 엔진시스템 개념설계를 위하여 주요 엔진 구성품들에 대한 모듈 프로그램을 통합한 성능 설계 프로그램을 작성하였다. 구성품에 대한 모듈 프로그램은 설계 인자를 수학적으로 묘사하였고, 구성품 간의 유량과 압력을 매칭시켜 각 모듈 프로그램을 통합함으로써 반복계산을 통해 엔진 성능을 예측하는 모듈화 프로그램을 작성하였다. 구성품간의 유량이 조율되고, 유량의 함수로 계산된 각 구성품에서의 압력강하량을 합산하여 터보펌프 출구조건을 부여하도록 하였다. 프로그램의 계산과정과 설계방법을 간략하게 제시하고, 결과는 검증 모델 엔진의 데이터와 비교하여 검증하였다.

• 항공우주기술
• /
• 제6권1호
• /
• pp.120-127
• /
• 2007

로켓엔진의 성능분산은 발사체의 최종 궤도 진입의 정확성을 위해 비행전 필수적으로 확인해야 할 중요한 변수이다. 엔진 성능 분산의 인자들을 살펴보고 성능 분산을 추정하였다. 내부인자에 의한 성능 분산을 보정하기 위한 배관 요구 차압을 확인하고 보정후에 발생할 수 있는 성능분산을 정량화하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제44권2호
• /
• pp.181-188
• /
• 2016

액체로켓 엔진의 신뢰도는 설계 추력, 추진제, 연소 사이클, 및 연소시험 시간의 영향을 받는다. 기존 연구에 따르면 신규 개발하는 엔진과 같은 추진제 및 연소 사이클을 가지는 참조 엔진들의 연소시험 자료가 알려져 있다면 참조 엔진들의 설계 추력과 연소시험 시간을 보정하여 신규 엔진의 신뢰도를 예측할 수 있다. 본 연구에서는 신규 개발하는 엔진과 같은 추진제 및 연소 사이클을 가지는 참조 엔진의 자료가 존재하지 않은 경우를 고려하여 두 엔진 사이의 유사성 분석을 통하여 고장률을 보정한 후 신뢰도를 예측하는 방법을 제시하였다. 또한 액체산소/케로신 추진제와 가스 발생기 사이클을 사용하는 한국형 발사체의 1단 엔진을 이용하여 제안된 방법을 예시하였다.