• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.185-188
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• 2009

우주발사체 상단 고체추진기관은 고고도에서 위성체가 목표 궤도에 진입할 수 있도록 추력을 제공하는 역할을 하며, 적용되는 혼합형 추진제는 진공 및 방사선이 노출되는 우주환경에서 고성능은 물론 기계적 성질 및 내탄도 특성에서 변형이 없어야 한다. 본 논문에서는 우주발사체 상단 고체추진기관용 혼합형 추진제에 대한 조성 개발 및 표준모터와 고공환경 모사 시험설비를 이용한 성능시험평가에 대한 내용을 기술하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.112-115
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• 2017

고공엔진시험설비에서 지상 시험 조건의 시험 가능 여부와 설비 안전 문제를 점검하고자 로켓 엔진 유동을 해석하였다. 진공 챔버를 개방한 상태에서 냉각수를 초음속 디퓨저로 분사하면서 엔진이 작동하는 상황이며, 2차원 축대칭과 플룸, 공기, 냉각수의 3원 혼합물로 가정하였다. 해석 결과 냉각수 유량 200 kg/sec까지 지상 조건 시험이 가능하였다. 그러나 시동 초기 플룸의 역류로 인해 진공 챔버가 고온에 노출되고, 동시에 냉각수 역류로 인해 진공 챔버 내부가 오염되었다. 따라서 충분한 단열 대책과 오염 회피를 위한 작업이 선행되어야 한다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제38권4호
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• pp.279-288
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• 2014

본 연구에서는 고공 환경 모사를 위하여 2차목 초음속 디퓨저를 Normal Shock Model를 이용하여 설계/제작하였다. 2차목 디퓨저의 주요 설계 변수인 2차목 디퓨저의 길이와 직경 변화에 따른 성능 특성을 고찰하기 위하여, 상온 고압 질소 가스를 이용하여 디퓨저 성능 실험을 수행하였다. 다양한 디퓨저 길이에 따른 실험 결과 2차목 디퓨저의 시동 특성은 디퓨저 입구 길이($L_d$)가 증가함에 따라 아주 미세하게 향상되었으나, 2차목 디퓨저 길이비($L_{st}/D_{st}$)와 확대부 길이($L_s$)의 증가에 따라서는 크게 향상되었다. 또한 다양한 디퓨저 직경 변화에 따른 실험 결과, 시동 압력과 진공 챔버 압력은 모두 이론 설계 면적비($A_d/A_{st}$) 근처에서 가장 우수한 성능을 보였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.833-837
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• 2010

본 연구는 최소 압력 모사로 엔진 배기가스를 배출시키기 위한 최적 이젝터 크기를 결정하기 위한 것을 목적으로 한다. 실험 챔버로 유입되는 2차 냉각 공기는 유량제어 밸브들과 진공펌프가 장착된 배출구를 통해 엔진배기가스는 분리되어 배출된다. 기존 고도시험 장치와 달리, 본 연구에 제안한 형상은 기존 이젝터의 압력 회복을 개선한 좀 더 작은 포획 면적을 가진 배기 이젝트를 사용하면 가스에 스텔링 챔버로 부터 20% 냉각 공기를 부가하여 배출시키도록 크기가 정해진다. 제안된 형상은 벨마우스 이젝터와 엔진배기 출구의 면적비가 이론적으로 약 1.2를 갖는다. 제안된 형상의 혼합 공기 모사결과에 따르면 큰 에너지는 기존 시스템 비해 좀 더 개선된 압력 회복과 감소된 전력 소모를 같음을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권3호
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• pp.73-82
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• 2015

본 연구에서는 소형 액체로켓엔진을 사용하여, 약 25 km(0.025 bar) 고도의 대기압 환경을 조성할 수 있는 초음속 디퓨저와 이젝터 조합의 고공시험 설비를 구축하였으며, 설비의 성능 검증 차원에서 소형 액체로켓엔진 고공환경 모사시험을 수행하였다. 시험 설비는 고공환경 모사장치와 추진제 공급설비 그리고 냉각수 공급설비로 구성된다. 본 고공시험 설비로 약 27 km(0.021 bar) 고도에 해당하는 대기 압력을 성공적으로 구현하였으며, 이때 소형 액체로켓엔진에서 발생하는 추력 성능을 확인하였다.