• 한국항공우주학회지
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• 제49권3호
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• pp.205-212
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• 2021

본 연구에서는 플렉셔를 적용한 추력 시험대 설계를 위해 두 가지 유형에 따른 추력 시험대 모델링을 제시하였다. Type A의 모델은 접선 하중(추력)과 지면에 대한 축 방향 하중(자중)이 압축하중으로 발생되고, Type B의 모델은 축 방향 하중이 인장하중으로 발생되도록 설계를 하였다. 두 가지 유형에 대해 하중에 따른 영향성을 확인하였고, 1D 계산 결과와 전산해석 결과에 대해 비교를 수행하였다. 거리 비(x/L)에 대해 총 10구간을 1D 계산 값과 전산해석 값을 비교하였고 그 결과는 매우 유사한 것을 확인할 수 있었다. 해석 결과에 대한 타당성을 입증하기 위해 플렉셔에 대한 전산해석으로부터 등가응력(Equivalent Stress)을 확인하였고, 항복조건(Von-Mises Yield Criterion) 평가로부터 Type B 모델의 제작을 선정하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제8권4호
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• pp.9-15
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• 2004

지상연소시험 후 측정된 추력은 시험대의 동특성으로 인해 실제 추력과는 달리 과도진동이 중첩되어 왜곡된 형태를 나타낼 수 있다. 본 연구에서는 왜곡된 추력을 보상하기 위해 측정된 추력만을 이용해 로켓모터의 실제 추력을 계산하는 방법을 제안하였고, 제안한 방법을 실험을 통해서 얻은 데이터에 적용하여 타당성을 입증하였다. 먼저 시험대 운동방정식을 이산시간 데이터 해석에 적합하도록 차분식으로 근사시키고, 시험대 특성 파라메타를 대수감소율 방법을 이용해 추정하였다. 그리고 측정추력과 추정한 시험대 파라메타 정보를 이용하여 시험대 변위를 계산한 후 차분식에 적용하여 실제추력을 계산하였다. 결과, 측정된 추력 이외에 다른 물리량을 측정하지 않고서 단지 측정된 추력 데이터만을 이용하더라도 시험대 과도응답이 제거된 실제 추력을 계산할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.251-254
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• 2008

하이브리드 로켓엔진의 연소시험을 수행하기 위해 시험 설비를 제작하고 지상연소시험장을 구축하였다. 연소시험장 설비는 하이브리드 로켓엔진, 추력 시험대, 산화제 저장 및 공급 장치, 제어 장치, 데이터 획득 장치로 구성되었다. 추력 50 kgf 급의 연소 시험을 수행하여 안정적으로 성능 데이터를 획득할 수 있었으며, 연소시험장 설비의 작동 신뢰성을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.313-317
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• 2005

The facility improvement for hot firing test of combustion chamber having thrust of 30-tonf class and chamber pressure of 60bara were performed at ReTF in KARI. The KSR-III main engine having combustion pressure of 13bara and thrust of 12.5tonf had been successfully tested in this facility. To increase the capability of the facility, the feeding and the trust measurement system have been modified. The modification of the feeding system plays also a role of ensuring the stability of propellant supply and two step ignition sequence of combustion chamber. The one-axis thrust measurement system of up to 60tons has been newly manufactured and installed in test stand and the water/kerosene supply lines with high pressure vessel of $4m^3$ and gas nitrogen vessel of $10m^3$ have been designed for regenerative cooling system. The results of cold flow test show that this facility has been successfully improved to satisfy the requirement for hot firing test of high performance combustor.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.61-65
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• 2010

초저온 추진제를 사용하는 액체로켓용 인젝터의 개발을 위해서는 단일 인젝터의 수류/연소시험을 통해 인젝터의 수력학적 특성 및 혼합, 미립화 등의 분무특성에 대한 연구가 필수적이다. 본 연구에서는 대학실험실 급에서 운용할 수 있는 범위의 가압식 초저온 추진제 공급장치 및 LabVIEW를 이용한 Cyclogram 제어 및 데이터 수집장치 등을 구축하였다. 제작된 시험장치를 이용하여 스월-동축인젝터의 $LN_2-GN_2$ 초저온 수류시험 및 분무 가시화를 수행하였다. 또한 LOX-$GCH_4$ 추진제 조합의 연소시험을 위한 연소기와 추력대를 설계 및 제작하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제11권4호
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• pp.52-58
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• 2007

하이브리드 로켓의 연소 가시화에 의하면 연소 후 연료 표면이 고르게 연소되지 못한 것을 확인할 수 있었다. 검은색의 불규칙한 연료 표면은 국부적으로 산화제가 부족해서 생긴 현상이다. 실험조건은 산화제 공급이 충분히 이루어진 상태였으므로 불완전 연소가 산화제 유동 조건과 관련이 있는가를 검증하기 위하여 여러 가지의 산화제 유동 환경을 설정하여 실험하였다. 실험결과에 의하면, 산화제 유동이 불안정한 연료표면에 영향을 줄 수 있지만 근본적인 발생 원인이 아닌 것을 알 수 있었다. 또한 다른 추진제를 사용하는 하이브리드 로켓 실험에서도 비슷한 현상이 발견되고 있는 점을 볼 때 이러한 불안정한 연소는 하이브리드 로켓의 연소에서 발생하는 공통적인 현상임을 확인하였다. 이는 연료가 기화하는 분출 유동과 산화제 유동이 혼합할 때 경계층이 교란되어 나타난 결과로 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.31-35
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• 2008

본 시험장치는 가스터빈 관련 교육기관, 연구소 등에 가스터빈 엔진의 작동 원리와 구조에 대한 기초지식을 제공하고 가스터빈 엔진의 이론적 열역학 계산을 실제 성능시험을 통하여 비교해 볼 수 있도록 개발되었다. 추력 30lbf급 마이크로 터보제트 엔진을 대상으로 하여 NI DAQ(데이터 수집)장치와 LabVIEW 프로그램으로 각 구성품의 온도, 압력과 추력, 연료유량, 공기유량 등의 실시간 데이터를 모니터링 및 획득할 수 있도록 시험장치를 구성하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1997년도 제9회 학술강연회논문집
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• pp.4-4
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• 1997

로켓 조종장치는 크게 추력방향 조종(TVC, Thrust Vector Control) 장치, 측면추력조종(Lateral Thrust Control) 장치 그리고 공기역학 조종면으로 분류할 수 있다. 조종장치의 공통된 특징은 모터가 작동하거나 유도탄이 비행할 때만 타의 효과가 발생한다는 점이다. 그러므로 조종장치를 개발하기 위해서는 이상류 초음속 유동이나 삼음속 이상의 자유유동(freestream)을 지상에서 효과적으로 모의할 수 있는 지상 시험장치가 필요하다. 이 시험장치에는 초음속 풍동과 유동 시험장치(cold-flow test stand), 그리고 6분력 트러스트 스텐드가 포함된다. 삼성항공은 우주용 추진기관의 성능을 지상에서 간단한 장치를 구현하여 시험할 수 있는 모의연소 시험장치, 노즐유동에 포함된 고체입자를 직접 수집할 수 있는 고체입자 포집장치 등 각종 시험장치를 제작하였다. 이를 바탕으로 차세대 전술유도탄의 핵심기술가운데 하나인 조종장치와 이를 효과적으로 개발하기 위한 지상 시험장치 확보에 착수하고 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제5권3호
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• pp.79-86
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• 2001

6분력 시험대는 추력 벡터 제어 방식 추진기관의 성능지수를 측정하는 시험 장비이다 본 논문은 6분력 시험대의 개념 설계 및 시험 분석 단계에서 가장 중요한 요소 중 하나인 시험대의 모델링 기법에 대한 연구로 기존 운용중인 시험대에도 적용이 가능한 우수한 모델을 제시하였다. 제안된 모델은 모델 매개변수 결정과정에 최소 자승법을 이용하였으며, 계측용 로드셀의 수량 결정과 시험대의 형상설계 과정에서 발생되는 제약조건을 크게 완화할 수 있었다. 그 결과 정확도, 운용성 구조적 안전성을 크게 높인 시험대 설계를 가능하게 하였다. 교정 및 연소 시험에 적용한 결과 기존 접근방법 보다 훨씬 우수한 정확도를 보였다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권5호
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• pp.84-91
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• 2010

75톤급 액체로켓엔진의 성공적인 개발을 위해서는 각 구성품에 대한 다수의 시험이 수행되어야 하며 이러한 상황은 연소기에서도 동일하다. 하지만 한국항공우주연구원에서 운용 중인 시험설비는 75톤급 연소기를 정상 추력으로 수행하기에는 부족하다. 연소기 개발 시험에 착수하기 이전에 시험설비는 준비가 되어야 하기 때문에 시험설비의 구축이 급박하다. 본 논문에서는 이와 같은 필요성으로 수행한 75톤급 액체로켓엔진 연소기 시험설비의 기본설계 내용을 기술한다.