• 한국항공우주학회지
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• 제32권10호
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• pp.102-111
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• 2004

본 논문에서는 와류분사기를 가진 액체로켓엔진용 축소형 연소기의 설계/제작/시험에 대해 기술하였다. 와류분사기는 내부에 액체산소 외부에 케로신을 공급하여 노즐 외부에서 혼합하는 구조를 가지고 있다. 축소형 연소기는 분사기 헤드, 삭마 냉각방식의 내열재 연소실 그리고 물냉각 노즐로 구성되어 있다. 분사기 헤드는 18 개의 주 분사기, 하나의 중앙 분사기, 연료 메니폴드, 산화제 메니폴드 그리고 추진제 분배기 등으로 구성되어 있다. 축소형 연소기 제작 후 수류시험 및 점화시험을 거쳐 설계점 및 탈설계점에서의 연소시험을 성공적으로 수행하였다. 연소시험결과 분사기 차압은 수류시험시의 값과 비슷하였고 연소효율은 목표치보다 높게 나왔으며, 정상연소시 동압의 진폭은 규격조건을 만족하였고 고주파 연소 불안정은 발생하지 않았다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.169-174
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• 2006

본 연구는 재생냉각형 고압 축소형 연소기 설계에 관한 것으로 이 연소기를 제작하기 전에 열유속측정을 위한 물냉각 고압 축소형 연소기를 제작하였다. 물냉각 고압 축소형 연소기의 연소시험결과 높은 연소성능 및 냉각성능이 검증된 설계 조건을 얻었고 이를 바탕으로 재생냉각형 고압 축소형 연소기의 형상을 설계하였다. 설계된 연소기의 형상은 제작이 완료된 후 연소시험을 수행하여 실용성을 검증 할 예정이다.

• 항공우주기술
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• 제6권2호
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• pp.141-149
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• 2007

재생냉각과 막냉각 그리고 열차폐 코팅이 적용된 재생냉각 축소형 연소기를 이용하여 연소시험을 수행하였다. 시험결과 적용된 냉각 방식은 설계 조건에서 그 역할을 충실히 수행하였으나 연료 매니폴드 내에 삽입된 구조 보강용 링에 의한 연료 유동의 불안정성으로 인해 고주파 연소불안정이 발생하였다. 연료 유동의 불안정성은 삽입 링을 제거함으로써 개선되었고 추가 연소시험을 통해 수정된 연소기의 연소안정성을 검증할 예정이다.

• 한국연소학회지
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• 제10권3호
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• pp.17-24
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• 2005

A sub-millimeter scale catalytic combustor with a simple plate-shaped combustion chamber was fabricated. A porous ceramics support coated with platinum catalyst was placed in the chamber. The combustor has a gallium arsenide window on the top that is transparent to infrared ray. The temperature distribution in the combustion chamber was measured using infrared thermal imager while hydrogen-air premixture is steadily supplied to the combustor. The area where the catalytic reaction took place broaden for higher flow rate and lower equivalence ratio made activated area in the combustion chamber broaden. The amount of coated platinum catalyst did not affect the reaction. Stop of reaction, which is similar to flame quenching of conventional combustion, was investigated. Large content of heat generation and broad activated area are essential criteria to prevent stop of reaction that has a bad effect on the combustor performance.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 2006년 제4회 한국유체공학학술대회 논문집
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• pp.451-454
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• 2006

This paper describes the results of cold flow test and hot firing tests of an uni-element coaxial swirl injector and hot firing tests of a subscale combustor, as to the development effort of coaxial swirl injector for high performance liquid rocket engine combustor. A major design parameter for coaxial swirl injector is the recess number of a bi-swirl injector. The results of hot firing tests of the uni-element injector combustor and the sub-scale combustor are analyzed to investigate the effect of the recess number influencing on the combustion performance and pressure fluctuation. The test results of a cold flow test of the unielement combustor shows that it was shown that the change in recess number has significant effect on mixing characteristics and efficiency, while the effect of recess number on atomization characteristic is not The results of a series of firing tests using unielement and subscale combustor show that the recess length significantly affects the hydraulic characteristics, the combustion efficiency, and the dynamics of the liquid oxygen/kerosene bi-swirl injector. As a point of combustion performance, combustion efficiencies are 90% for unielement combustor and 95% for subscale combustor. The difference in the characteristic velocities between the unielement combustor and the subscale combustor may be caused by the difference in thermal loss to the combustor wall and the relative lengths of the combustion chamber. For a mixed type coaxial swirl combustor, the pressure drop across the injector increases as recess number becomes larger. The low frequency pressure fluctuation observed in unielement combustor can be related to the propellant mixing characteristics of the coaxial bi-swirl injector. The effect of the recess number on the pressure fluctuation inside the combustion chamber is more significant in un i-element combustor than the subscale combustor, of which the phenomena are also observed in time domain and frequency domain.

• 한국추진공학회지
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• 제11권5호
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• pp.72-77
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• 2007

액체로켓엔진용으로 내부혼합 동축 와류형 분사기를 장착한 축소형 연소기에 대한 설계 및 연소시험결과를 기술하였다. 추진제는 액체산소 및 케로신이며 연소기는 분사기 헤드, 삭마냉각방식의 연소실 그리고 물냉각 노즐부로 구성되어 있다. 분사기 헤드는 액체산소 매니폴드, 연료 매니폴드, 중앙 분사기 그리고 내부혼합 형태의 18개 분사기로 이루어졌다. 축소형 연소기 연소시험은 성공적으로 이루어졌으며, 분사기의 손상이 발생하지 않았고 연소특성속도는 설계점에서 1756 m/sec을 나타내었다. 고주파 연소불안정은 나타나지 않았지만 탈설계점에서 압력의 저주파 섭동이 기준치를 넘는 결과를 보여주었다.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 대한연소학회 2003년도 제27회 KOSCO SYMPOSIUM 논문집
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• pp.139-143
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• 2003

Study on the ignition characteristics of combustor and gas generator for LOx-kerosene liquid rocket engine was performed experimentally through a series of combustion tests of sub-scale engine combustor and gas generator. Characteristic of gas-torch ignitor based on gaseous methane and gaseous oxygen was compared with hypergolic ignition using propellant tri-ethyl-aluminium. Gas-torch ignitor showed good performance on igniting sub-scale liquid rocket engine combustor and gas generator. It was observed that the ignition delay is also affected by the extent of nitrogen in the combustion chamber.

• 대한기계학회논문집B
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• 제26권1호
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• pp.74-81
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• 2002

Combustion phenomena in a sub-millimeter scale combustor have been investigated. To evaluate scale effect on flame propagation characteristics, a cylindrical combustion chamber with variable depth was built in-house. The combustor was charged with premixed gas of hydrogen and air and ignited electronically. A piezo electric pressure transducer recorded transient pressure after the ignition. Measurements were made at different test conditions specified with chamber depth and initial pressure as parameters. Visual observation was made through a quartz glass window on top side of the combustion chamber using high speed digital video camera. From the pressure data, available work was estimated and compared with energy input required for stable ignition. The preliminary results suggested that the net thermal energy release is sufficient to generate power and enables a combustor of the size in the present study to be used as the energy source of a micro power devices .

• 항공우주기술
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• 제4권2호
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• pp.135-141
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• 2005

본 논문에서는 와류형 및 충돌형 분사기를 가진 액체로켓엔진용 축소형 연소기의 기본 설계 및 상세설계에 대해 기술하였다. 와류분사기는 내부에 액체산소 외부에 케로신을 공급하여 노즐 내부 또는 외부에서 혼합하는 구조를 가지고 있다. 축소형 연소기는 분사기 헤드, 삭마 냉각방식의 내열재 연소실 그리고 물냉각 노즐로 구성되어 있다. 분사기 헤드는 18개의 주 분사기, 하나의 중앙 분사기, 연료 메니폴드, 산화제 매니폴드 그리고 추진제 분배기 등으로 구성되어 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제11권3호
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• pp.1-6
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• 2007

연소기의 성능 향상 연구를 위해 3톤급 고압 축소형 연소기를 설계 제작하였다. 이 연소기는 하드웨어의 열적 손상을 방지하기 위해 막 냉각 및 열차폐 코팅 그리고 축방향 물냉각이 적용된 연소실과 37개의 동축 와류형 분사기를 갖는 연소기 헤드로 구성된다. 연소시험은 막 냉각 유량변화에 따라 설계점에서 수행되었고 시험결과 막 냉각 유량의 증가는 연소성능의 감소를 가져오지만 비슷한 막 냉각 유량이 적용된 시험의 경우 막 냉각 유량을 제외한 주 분사기의 혼합비에 따라 연소성능이 결정됨을 알 수 있었다.