• 한국추진공학회지
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• 제9권1호
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• pp.1-8
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• 2005

설계단계에서 수행되는 액체로켓엔진의 추력실 형상설계와 성능예측을 위하여 화학평형을 고려한 축대칭 압축성 해석코드를 개발하였다. 사용자의 편리함과 효율성에 중점을 두었으며, 형상파라미터의 입력값에 따라 자동으로 격자를 생성하고 연소실 조건은 추진제 조합, 연소압 그리고 혼합비를 지정함으로서 내부에서 계산하게 된다. 따라서 설계자는 추력실 형상 및 작동조건을 변화시켜 각각의 설계변수가 추력성능에 미치는 영향을 빠르고 손쉽게 파악할 수 있도록 하였다. CEA의 결과, JPL 노즐의 실험결과, 두 종류의 LRE 실제 엔진 자료, 그리고 KSR-III의 설계점 및 탈설계점 연소시험결과와 비교함으로서, 다양한 측면에서 해석코드의 정확도와 적용성을 평가하였다.

• International Journal of Aerospace System Engineering
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• 제5권2호
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• pp.16-22
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• 2018

An analysis has been made on the performance variation due to pressure drop change at propellant supply pipes of liquid rocket engine. The objective is to compare the effectiveness of control variables to tune the liquid rocket engine performance. The mode analysis program has been used to estimate the engine performance for different modes which is realized by controlling the flow rate of propellant. The oxidizer of combustion chamber, the fuel of combustion chamber, the oxidizer of gas generator and the fuel of gas generator are the independent variables to control engine thrust, engine mixture ratio and temperature of gas generator product gas. The analysis program is validated by comparing with the powerpack test results. The error range of compared variables is order of 4%. After comparison of tuning effectiveness it is turned out that the pressure drop at oxidizer pipe of gas generator and pressure drop at combustion chamber fuel pipe and the pressure drop at the fuel pipe of gas generator can effectively tune the thrust of engine, mixture ratio of engine and temperature of product gas from gas generator respectively.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제15권6호
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• pp.3403-3409
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• 2014

동축 와류형 분사기 19개로 구성된 연소기 헤드와 냉각채널을 갖는 연소실을 이용하여 연소시험을 수행하였다. 추진제로는 액체산소와 케로신(Jet A-1)이 사용되었으며, 연소시험은 연소실 압력 59~82 bar, 혼합비 2.0~3.0 영역에서 수행되었다. 냉각채널 연소실의 냉각 유체로는 물이 사용되었으며, 냉각채널 입구와 출구에서의 물의 온도를 측정하여 열유속 값을 계산하였다. 본 연구에서는 연소불안정에 따른 열전달 영향을 살펴보는 것을 목표로 하였으며, 이를 위해 냉각수의 온도 변화를 계측하였다. 몇 번의 연소시험에서 연소불안정 현상이 발생하였으며, 이때 열유속이 5~20% 정도 증가하는 결과가 나타났다. 또한 열유속은 연소불안정이 발생하는 초기 시점에서 최대가 되는 것을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권5호
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• pp.92-100
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• 2010

75톤급 기술검증용 연소기의 연소안정성 시험이 저압 조건에서 수행되었다. 이 시험에 사용된 두 개의 연소기 헤드 중 하나는 631개의 분사기를 가지며, 다른 하나는 721개의 분사기를 가진다. 631개의 분사기를 갖는 연소기 헤드는 연소압력 30 bar에서 자발 불안정이 발생하였고 721개의 분사기를 갖는 연소기 헤드는 동일한 연소압력과 동일한 유량 조건에서 고주파 연소안정성이 유지됨을 보였다. 그러나 721개의 분사기를 갖는 연소기 헤드는 연소압력 20 bar에서 자발 불안정이 발생하였고 이러한 결과로부터 연소기 헤드의 형상은 안정성 경계 영역을 변화시킴을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.203-207
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• 2005

본 연구는 액체산소와 케로신을 추진제로 하는 액체로켓엔진에 막냉각 링을 장착하여 추진제의 혼합비의 변화 및 막냉각제의 종류, 유량 그리고 분사위치에 따라 추력실 길이방향으로 외벽온도를 측정하였다. 연소실험을 위하여 thin wall 연소실과 노즐을 제작하였으며, 측정된 온도를 이용하여 추력실에 발생하는 열유속을 계산하였다.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 대한연소학회 2003년도 제27회 KOSCO SYMPOSIUM 논문집
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• pp.145-152
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• 2003

The objective of the present study is to develop methodology for the assesment of combustion stability of liquid rocket injectors. To simulate actual combustion occurring inside of a thrust chamber, a full-scale injector has been employed in the study, which burns gaseous oxygen and mixture of methane and propane. The main idea of the experiment is that the mixing mechanism is considered as a dominant factor significantly affecting combustion instability in a full-scale thrust chamber. Single & multi split triplet injectors have been used with an open-end cylindrical combustion chamber. The characteristics revealed by excited dynamic pressures in gaseous combustion show degrees of relative acoustic damping depending on operating conditions. Upon test results, the direct comparison between various types of injectors can be realized for the selection of the best design among prospective injectors.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 대한연소학회 2003년도 제27회 KOSCO SYMPOSIUM 논문집
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• pp.131-136
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• 2003

Experimental study on combustion characteristics of double swirl coaxial injectors has been conducted for the assessment of critical design parameters of injectors. A subscale thrust chamber has been fabricated with a water-cooled copper nozzle, which allows a chamber to be reused without replacing parts. Two different designs of injectors have been tested for the understanding of the effects of recess length on combustion. Clearly, the recess length drastically affects the combustion efficiency and hydraulic characteristics of the injector. Internal mixing of propellants in the injector with the recess number of two increases a combustion efficiency and reveals sound combustion although a pressure drop required for the similar amount of mass flow rates increases compared with the injector of the recess number of one.

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제18권7호
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• pp.1246-1257
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• 2004

The objective of this paper is to characterize dynamic pressure traces measured at self-excited combustion instabilities occurring in two combustion systems of different hardware. One system is a model lean premixed gas turbine combustor and the other a fullscale bipropellant liquid rocket thrust chamber. It is commonly observed in both systems that low frequency waves at around 300㎐ are first excited at the onset of combustion instabilities and after a short duration, the instability mode becomes coupled to the resonant acoustic modes of the combustion chamber, the first longitudinal mode for the lean premixed combustor and the first tangential mode for the rocket thrust chamber. Low frequency waves seem to get excited at first since flame shows the higher heat release response on the lower frequency perturbations with the smaller phase differences between heat release and pressure fluctuations. Nonlinear time series analysis of pressure traces reveals that even stable combustion might have chaotic behavior with the positive maximum Lyapunov exponent. Also, pressure fluctuations under combustion instabilities reach a limit cycle or quasi-periodic oscillations at the very similar run conditions, which manifest that a self-excited high frequency instability has strong nonlinear characteristics.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.229-234
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• 2004

The objective of the present study is to conduct model combustion tests for double swirl coaxial injectors to identify their combustion stability characteristics. Gaseous oxygen and mixture of methane and propane have been used as simulant propellants. Two model chambers tuned to the If acoustic resonance mode of a full-scale thrust chamber were manufactured to be used as a combustion cylinder. The main idea of the experiment is that the mixing mechanism is considered as a dominant factor significantly affecting combustion instability in a full-scale thrust chamber. Self-excited dynamic pressure values in a model chamber show different combustion stability zones with respect to a recess number. Upon test results, couplings between combustion conditions and the IT acoustic resonance mode become strengthened with the increase of a recess length.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.31-34
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• 2011

75톤급 일체형 재생냉각 연소기 기술검증용 시제의 설계 및 제작에 대하여 기술하였다. 기술검증용 연소기의 설계 연소압력은 60 bar, 추진제 유량은 243.6 kg/s, 그리고 노즐 팽창비는 12이다. 헤드부와 추력실부가 용접되는 일체형 재생냉각형 연소기이다. 본 기술검증용 시제품을 통해 확립된 설계 및 제작 기술들은 비행용 모델 개발에 활용될 것이다.