• 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.

• 한국추진공학회지
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• 제22권1호
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• pp.52-57
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• 2018

본 논문에서는 9톤급 다단연소사이클 엔진용 산화제 과잉 예연소기 분사기 설계 및 수류 시험 결과에 대해 기술하고자 한다. 총 3 종류의 동축 와류 분사기를 설계하고 각 종류마다 12개의 분사기를 제작하였다. 연료 접선 홀 직경은 모두 동일하며, 산화제와 연료가 연소되어 발생하는 기체 산화제와 냉각 채널에서 배출되는 액체 산화제 모멘텀의 비에 따라 산화제 과잉 예연소기 분사기의 연소에 어떠한 영향이 있는지를 연구하기 위해 산화제 접선 홀의 직경을 다르게 제작하였다. 추후에 산화제 과잉 예연소기를 이용한 파워팩과 연소시험을 통해 검증될 예정이다. 수류 시험 결과, 연료 유량 및 산화제 접선 홀의 유량값은 설계 차압을 기준으로 목표 유량값에 도달하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제28권3호
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• pp.233-239
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• 2011

A series of computational analyses was performed to predict the cooling process by the cooling channel of preburners used for kerosene-liquid oxygen staged combustion cycle rocket engines. As an oxygen-rich combustion occurs in the kerosene fueled preburner, it is of great importance to control the wall temperature so that it does not exceed the critical temperature. However, since the heat transfer is proportional to the speed of fluid running inside the channel, the high heat transfer leads to a trade-off of pressure loss. For this reason, it is necessary to establish a certain criteria between the pressure loss and the heat transfer or the wall surface temperature. The design factors of the cooling channel were determined by the computational research, and a test model was manufactured. The test model was used for the hot fire tests to prove the function of the cooling mechanism, among other purposes.

• 한국분무공학회지
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• 제18권1호
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• pp.27-34
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• 2013

A preburner is one of the key components for a staged combustion cycle engine fueled by kerosene and Lox. Since it has oxygen rich combustion inside, temperature control is very crucial. The temperature of the exhaust gas should be low enough not to burn turbine blade and yet high to keep the efficiency high. In addition temporal and spatial deviations also managed strictly. Conventionally, the required average and maximum temperature are determined by engine system and the preburner should be developed to meet the criteria. Currently being developed preburner has 50K spatial temperature deviation requirement. It was estimated by numerical simulations and proven by tests. The numerical analysis were done with both supercritical condition and normal conditions. The tests results showed that the temperature deviations were less than expected, and the results from the test and simulations were well agreed when the supercritical conditions were considered. Above all, since the gas temperature created by the preburner is very stable with minimum deviation, the preburner developed can be used to drive a turbine and for gas-liquid combustion chambers.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.1-1
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• 2005

Japan Aerospace Exploration Agency(JAXA) has been conducting research and development of the Scramjet engines and their derivative combined cycle engines as hypersonic propulsion system for space access. Its history will be introduced first, and its recent advances, focusing on the engine performance progress, will follow. Finally, future plans for a flight test of scramjet and ground test of combined cycle engine will be introduced. Two types of test facilities for testing those hypersonic engines. namely, the 'Ramjet Engine Test Facility (RJTF)' and the 'High Enthalpy Shock Tunnel (HIEST)' were designed and fabricated during 1988 through 1996. These facilities can test engines under simulated flight Mach numbers up to 8 for the former, whereas beyond 8 for the latter, respectively. Several types of hydrogen-fueled scramjet engines have been designed, fabricated and tested under flight conditions of Mach 4, 6 and 8 in the RJTF since 1996. Initial test results showed that the thrust was insufficient because of occurrence of flow separation caused by combustion in the engines. These difficulty was later eliminated by boundary-layer bleeding and staged fuel injection. Their results were compared with theory to quantify achieved engine performances. The performances with regards to combustion, net thrust are discussed. We have reached the stage where positive net thrust can be attained for all the test coditions. Results of these engine tests will be discussed. We are also intensively attempting the improvement of thrust performance at high speed condition of Mach 8 to 15 in High Enthalpy Shock Tunnel (HIEST). Critical issues for this purposemay be air/fuel mixing enhancement, and temperature control of combustion gas to avoid thermal dissociation. To overcome these issues we developed the Hypermixier engine which applies stream-wise vortices for mixing enhancement, and the M12-engines which optimizes combustor entrance temperature. Moreover, we are going to conduct the flight experiment of the Hypermixer engine by utilizing flight test infrastructure (HyShot) provided by the University of Queensland in fall of 2005 for comparison with the HIEST result. The plan of the flight experiment is also presented.

• 한국추진공학회지
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• 제17권1호
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• pp.89-96
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• 2013

산화제 과잉 예연소기의 연소안정성을 알아보기 위하여 예연소기의 각 부위에서 압력을 측정하였다. 압력측정은 정압센서와 동압센서를 모두 이용하여 이루어졌다. 이 때 사용된 정압센서와 동압센서의 해상도는 각각 최고 1000 Hz와 25,600 Hz이다. 예연소기의 정격압은 200 bar이나 위험을 줄이기 위하여 초기에는 80 bar로 낮추어 시험을 하였고 안정성이 확인된 이후 200 bar 시험을 실시하였다. 또한 모든 시험에서 점화충격을 줄이기 위하여 저압점화 후 연소압을 정격압력까지 올리는 2단 점화를 사용하였다. 시험은 최대 약 10초가량 실시되었으며 메인모드 진입 이후에는 연소압에 큰 변화 보이지 않았다. 연소압의 측정결과는 FFT를 통해 좀 더 심도 있게 분석되었으며 그 결과 예연소기의 연소안정성을 해할 만한 주파수의 커플링은 발견되지 않았다. 따라서 현재 개발되고 있는 예연소기는 향후 다단 연소사이클 엔진 연구에 활용할 수 있을 것으로 기대한다.

• 한국추진공학회지
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• 제15권2호
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• pp.50-55
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• 2011

고성능 로켓엔진에 사용되는 다단연소싸이클의 주요 부품인 예연소기 개발 과정에서 브레이징 접합부를 모사하는 시편에 대한 강도 시험을 수행하고 유한 요소 해석 결과와 비교하였다. 진공 브레이징 되는 헤드의 산화제 분사기 및 진공 가압 브레이징되는 냉각채널 접합부를 모사할 수 있는 시편을 설계 및 제작하고 파단 시험을 수행하였다. 두 시편 모두 접합부가 아닌 모재에서 파단이 발생하였다. 그리고 해석을 통하여 예측된 파단 부위와 변형율이 시험 결과와 잘 일치하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.923-927
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• 2017

고온/고압/산화제 과잉 환경에 노출되는 금속들은 급격한 산화(발화 및 연소)가 일어날 수 있다. 따라서, 본 연구에서는 고온/고압/산화제 과잉 환경에 적합한 금속 재질의 선정을 위해 수행되었다. 고온, 고압, 산화제 과잉 분위기를 만들기 위해서 과산화수소의 촉매반응 활용한 시험 설비를 구축하고 STS 계열 금속 재질에 대한 금속 산화 및 발화에 대한 평가를 진행하였다. 그 결과, 선정된 재질의 변형(변색) 및 표면 거칠기에 변화가 관찰되었지만, 시편의 무게 및 두께에 대한 변화는 크지 않음을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.843-848
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• 2017

고온/고압/산화제 과잉 환경에 노출되는 금속들은 급격한 산화(발화 및 연소)가 일어날 수 있다. 본 연구에서는 시편에 전력을 공급하여 시편 온도를 직접 제어하는 방식의 직류전원장치 시험설비를 구축하고 고온/정체/산화제 과잉 환경을 모사하여 STS 계열 금속 재질에 대한 금속 산화 및 발화에 대한 평가를 진행하였다. 그 결과, 선정된 재질의 변형(변색), 표면 거칠기에 변화와 금속 표면의 박리 현상이 관찰되었으며 무게 및 시편 두께에 변화가 있음을 확인하였다. 시편 중 가장 산화가 심한 시편은 STS 304이며 산화가 덜한 시편은 XM-19로 나타났다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권2호
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• pp.325-327
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• 2004

The longitudinal instability (POGO) of the rocket should not be occurred during the whole flight time for the large class liquid propulsion system to complete a mission successfully. The longitudinal instability is caused by the resonance between the propulsion system and rocket structure in the low frequency range below 50Hz, ordinarily. Analysis on the low frequency dynamic characteristics on the liquid propulsion system with staged combustion cycle engine system was performed as a preliminary study on the longitudinal instability analysis.