• 한국추진공학회지
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• 제15권6호
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• pp.56-62
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• 2011

본 연구에서는 과산화수소와 케로신을 사용하는 소형 이원추진제 액체로켓엔진의 점화원으로서, 과산화수소의 촉매 반응에 의한 고온의 분해 가스와 케로신의 자연 발화를 이용하는 촉매형 점화기에 대한 연구를 수행하였다. 먼저 점화기를 설계하기 위해 열역학적 상용코드프로그램인 CEA를 사용하여 점화기 유량 및 혼합비를 선정하고 촉매형 점화기를 설계/제작하였으며, 점화 성공 및 지연 등을 판단하기 위한 가시화창과 분해 가스의 온도 분포를 파악하기 위한 열전대 장착이 가능한 연소실을 설계제작하였다. 분해 가스 유속을 결정하는 고정링(fixed ring)의 출구 면적 변화와 혼합비 변화에 따른 점화 성능 시험을 수행하였다. 결과적으로 쵸킹 면적보다 큰 출구 면적에서와 혼합비 6~8 사이에서 안정적인 점화 성능을 보임을 확인하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제18권1호
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• pp.53-63
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• 2024

액체 로켓 엔진의 작동 신뢰성 확보를 위하여 높은 효율과 점화 성능을 가진 점화기가 필수적이다. 본 연구에서는 450 N급 메탄-산소 액체 로켓 엔진에 사용할 수 있는 스파크 토치 방식의 점화기를 개발하였으며, 이를 위해 수치해석, 제작 및 검증을 수행하였다. 구체적으로, 점화 성능 확보를 위해 점화기 출구에서의 엔탈피를 최대화하도록 질량 유량, 노즐 면적비, 연료-산화제 혼합비 및 세장비를 설계변수로 설정하고 파라메트릭 해석을 수행하였으며, 3차원 반응 유동 수치해석을 통해 출구 열량을 산출하였다. 나아가, 도출된 설계를 바탕으로 점화기를 제작하여 연소 실험을 수행하였으며, 안전을 고려하여 설정한 최대 압력 이내에서 수치해석 결과에 부합하는 점화 성능 확보가 가능한 것으로 확인되었다. 본 연구를 통해 설계 및 제작한 점화기는 차후 소형 우주발사체 상단 엔진 등 실제 추진 시스템 구성에 기여할 수 있을 것으로 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.820-824
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• 2010

본 연구는 소형 하이브리드 로켓의 제작 및 발사를 통해 하이브리드 발사체의 기초 발사기술을 확보하는 것이다. 연료로는 HDPE, 산화제는 $LN_2O$를 적용하였으며, 알루미늄 외형재질의 설계 총 무게 12.5 kg, 외경 114 mm, 전장 1.8 m의 소형 하이브리드 로켓을 설계하였다. 로켓의 목표고도는 500 m로 설정하였고, 목표 추력 50 kgf와 연소시간 2.5 초의 연료 그레인 및 인젝터를 설계 및 제작하였다. 발사 후 실시간 압력 및 속도 등의 데이터를 수집하기 위한 데이터 획득장치와 로켓의 안정적인 회수를 위한 스프링-모터를 이용한 사출장치를 제작 탑재하였다. 로켓의 발사는 성공적으로 수행되었으나, 로켓 중량의 증가 및 추력의 부족으로 설계 최고 고도에는 로켓이 미치지 못했고, 로켓의 비행 궤도를 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.261-264
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• 2008

고체 연료로 파라핀을 사용하고 산소를 산화제로 사용하는 하이브리드 로켓의 연소 특성에 대해 실험 연구를 진행하였다. 특히 연소실 내부의 압력과 연료 그레인의 형태에 따른 영향을 살펴보았다. 연소 시 산화제의 유입량을 변화시키며 연소실 내부의 압력을 측정하였다. 관찰된 압력변화 범위 내에서 연소실 내부의 압력이 증가할 때 후퇴율도 증가함을 보여주었다. 또한 연료 그레인 형태의 변화에 따라 후퇴율이나 추력 등은 어느 정도 경향성을 보인다. 산화제 유입 부분에 공간을 마련하면 추력이 증가하나 노즐 가까운 곳에 형성한 공간은 추력 상승에 큰 도움이 되지 않는다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.213-217
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• 2017

액체로켓엔진 고장에서 시동과정이 30% 이상을 차지하며 특히, 우주왕복선 주 엔진(Space Shuttel Main Engine, SSME)은 2%의 밸브위치 오차 또는 0.1초의 시간오차와 같은 작은 변화에도 급격하게 변화하는 매우 민감한 시스템으로 시동과정의 모델링이 중요하다. 하지만, 시동과정에서 비선형 질량 유량과 열전달 특성 때문에 많은 어려움이 발생한다. 본 논문에서는 이를 해결하기 위하여 부분적인 전산유체해석(Computational Fluid Dynamics, CFD) 방법을 사용하였으며 본 논문에서는 구성품의 모델링을 수행하여 정상상태에서 확인을 하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.189-192
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• 2004

소형 액체로켓엔진의 냉각특성 연구를 위한 연소시험장치를 개발하였다. 본 연소시험장치는 물과 kerosene 냉각이 가능하며, 특히 재생냉각이 가능하도록 설계되었다. 시험에 사용되는 연소기는 혼합기, 점화기, 실린더 및 노즐부가 각각 분리되어 개별 냉각이 가능하도록 설계되었다. 현재 본 연소 시험장치를 이용한 소형 액체로켓엔진의 물 냉각 및 kerosene 냉각 시험이 수행 중에 있으며, 향후 LNG(Liquefied Natural Gas) 및 기체 메탄을 이용한 재생냉각이 가능하도록 시험장치를 개량할 예정이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.243-247
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• 2005

액체로켓엔진용 터보펌프에서 연료펌프에 대한 수력시험을 수행하였다. 작동유체는 상온의 물이며 펌프는 모터로 구동되고 상온의 물을 작동유체로 이용하였다. 인듀서가 펌프의 양정 및 효율에 미치는 영향은 작지만 펌프의 캐비테이션 성능에는 지대한 영향을 미치는 것을 실험으로 확인하였다. 또한 인듀서 단독의 성능을 살펴보기 위한 시험을 수행하였는데, 캐비테이션 시험 중 인듀서에서 $55\%$ 양정저하가 발생할 때 펌프에서 캐비테이션 임계점에 도달하는 것을 알 수 있었다.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제6권4호
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• pp.50-57
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• 2003

The hydraulic performance analysis of a turbopump with an inducer for a liquid rocket engine was performed using three-dimensional Navier-Stokes equations. A simple mixing-plane method and a full interaction method were used to simulate inducer/impeller interaction. Two methods show almost similar results due to the weak interaction between the inducer and impeller since the inducer outlet blade angle is lather small. But, when the inducer and the impeller are closely spaced near the shroud region, flow angles at the impeller inlet show different results between two methods. Thus, the full interaction method predicts about $2\%$ higher pump performance than the mixing-plane method. And the effects of prewhirl at the impeller inlet are also investigated. As the inlet flow angle is increased, the head rise and the efficiency are decreased. The computational results are compared with measured ones. The computational results at the design point show good agreements with experimental data, however under-predicts the head rise at high mass flow rates compared to the experiment.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.146-149
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• 2006

단일액체추진제 하이드라진 추력기의 인젝터로부터 발생하는 분무 특성을 파악하기 위해 입자영상유속계 및 레이저 도플러 유속계 기법을 적용하였다. 입자영상유속계를 이용하여 순간 평면 이미지를 획득하고 이 영상 자료를 통해 압력에 따른 분무정도 및 인젝터 분무성능을 판단하였다. 영상 이미지에서 누락된 분무 입자의 속도 및 입경 계측을 위해 레이저 도플러 유속계 계측방법을 적용하였다. 계측된 두 실험결과를 비교함으로써 분무 특성에 대한 명확한 이해 뿐만 아니라 인젝터 설계 변수 도출이 본 연구의 목적이다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제12권3호
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• pp.396-405
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• 2009

The experimental research was conducted to setup a performance prediction logic for the regenerative cooling system on a small scale liquid rocket engine using kerosene and LOX. Total heat flux of the combustion gas side was determined for the flow rate of the coolant, combustion pressure using the calorimeter thrust chamber. Based on the experimental investigation, a performance prediction scheme for the regenerative cooling system is setup in our own way. A performance prediction logic for the regenerative cooling system has been developed by the correction scheme of the combustion gas side. The key parameters determining the temperature limitation of the coolant are the mass flow rate of the coolant and the length of the combustion chamber and the nozzle. And the parameters to control the limitation of the usable wall temperature are the number of channels and wall thickness.