• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.109-115
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• 2011

위성 발사체 상단용 액체로켓엔진 개발 사례를 수집하고 분석하였다. 유럽의 HM-7, Vinci 엔진, 일본의 LE-5 시리즈, 미국의 RL10 시리즈의 개발 사례를 분석하였다. 우주 개발 선진국의 상단 엔진 개발은 2개 이상의 엔진 시험 설비를 활용하였으며 개발 초기에는 작은 노즐 팽창비의 연소기를 장착한 지상 개발 시험을 수행하고 비행용 고팽창 노즐의 엔진으로 고공 시험을 수행하였다. 이미 개발된 엔진의 설계를 계승한 엔진이 아닌 경우 개발 기간은 5~8년의 기간이 소요되고 개발에 투입된 엔진 시제는 10~11기였다.

• 한국추진공학회지
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• 제26권2호
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• pp.79-95
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• 2022

1950년대 우주 개발이 시작된 이래로, 다양한 목적에 따라 많은 상단 엔진이 개발되어 운용 중에 있다. 본 논문에서는 과거 개발되었거나 현재 개발 중인 해외 상단 엔진의 정보를 분석하여 그 특징과 성능을 요약하여 제시하였다. 최근 발사된 상업용 대형 발사체의 경우 상단으로는 팽창기 사이클을 적용한 수소 엔진 적용 사례가 많았다. 케로신 엔진은 과거 많은 개발이 이루어졌으며, 이러한 경험을 바탕으로 이론상의 최대 성능에 근접한 것으로 보인다. 한편, 최근 이슈화 되고 있는 메탄 추진제 또한 다양한 장점으로 많은 개발이 진행되는 중이다. 뉴스페이스 시대에 발사체 시장에는 민간 기업이 활발하게 참여하고 있으며, 정부와 기업이 합작하여 차기 엔진을 개발하는 사례도 다수 진행되고 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.807-808
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• 2010

비추력이 300초 정도 되는 발사체로 고도 200km 이상의 궤도에 페이로드를 진입시키기 위해서는 2단 이상의 단 구성이 필요하다. 전이궤도인 고도 200~250km 까지는 1단과 2단 로켓 엔진의 작동 영역이고 그 이상은 최상단 가속블록과 인공위성의 추진기관이 작동하는 영역이다. 최상단의 엔진은 페이로드를 목표한 궤도에 정확하게 투입시키기 위해 높은 추력은 아니지만 정밀한 제어를 필요로 한다. 현재 운용 중인 상단 엔진에 대한 조사와 정리를 통하여 개발 동향을 파악하고 향후 우리의 고성능 상단 엔진을 개발하는데 참고하고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.159-162
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• 2008

발사체의 상단에 사용되는 여러 가지 싸이클의 특성을 조사한 뒤, 그 중 가스발생기 후연소 싸이클 엔진의 특성을 살펴보았다. 발사체 상단에 사용되는 엔진은 추진제와 싸이클의 특성상 연소압-확장비 다이어그램에서 크게 3그룹으로 나뉘어 진다. 영역 II에 위치한 케로신 엔진은 모두 가스발생기 후연소 싸이클 엔진으로서 높은 압력과 복잡한 구조를 하고 있다. 이 싸이클은 그 특성상 2개 이상의 펌프를 사용한다. 즉, 연료라인을 둘로 분기하여 보다 높은 압력이 요구되는 가스발생기 라인에는 2차 펌프를 두어 좀 더 가압을 하여 보다 효율적인 파워사용이 가능하다. 기본적으로 모든 산화제는 가스발생기를 지나 연소기로 향하기 때문에 2차 펌프의 필요성이 줄어들지만 여러가지 이유로 주펌프 이전에 부스터 펌프를 두어 주산화제 펌프의 부담을 덜어주는 경우가 많다. 폐쇄형 엔진은 그 특성상 엔진 비추력 효율이 개방형 엔진보다 상대적으로 높기 때문에 상단엔진에 적합하다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.437-441
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• 2008

A non-toxic Post Boost Stage(PBS) with LOX/Ethanol engine was successfully demonstrated at the Tomioka Facility of IHI Aerospace. IHI Aerospace has researched and developed the nontoxic propulsion systems and the LOX/Ethanol is one of the most attractive non-toxic bipropellant candidates. ${\rho}ISP$ of LOX/Ethanol is higher than ${\rho}ISP$ of the other non-toxic bipropellants as LOX/HC or $LOX/LH_2$. The authors studied the combustion characteristics of LOX/Ethanol propellant with the engine designed for LOX/LNG propellant. Also the injector with a built-in igniter was designed and examined its feasibility, ignition and combustion characteristics. We have demonstrated Post Boost Stage with future LOX/Ethanol engines. This propulsion system is targeted for expandable vehicle upper stage to accelerate delta-V to reach the required orbit. PBS Demonstration Model is designed as a test stand to evaluate feed system for integrated propulsion system and also to demonstrate Integrated Vehicle Health Management(IVHM) technique using local valve control and also valve behavior-monitoring capability.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제14권5호
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• pp.107-121
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• 2020

전기펌프 사이클을 상단 엔진으로 사용하는 2단형 소형발사체의 성능 해석을 수행하였다. 1단은 한국형발사체 시험발사체를 사용하고 상단은 액체메탄과 케로신(RP-1)을 연료로 사용하는 전기펌프 사이클엔진을 상정하였다. 상단 질량 예측을 위한 모델을 제시하고, 총 역적을 고정한 상태에서 20~40 kN의 추력과 연소압력 3~6 MPa, 노즐 확대비 60~100의 범위에 대하여 해석을 실시하였다. 최대 속도증분을 가지는 혼합비를 제시하고 단 질량 예측을 통해 LEO(Low Earth Orbit)와 SSO(Sun Synchronous Orbit) 궤도투입 성능을 계산하였다. 액체메탄, RP-1 두 경우 모두 추력 20 kN, 연소압력 3 MPa, 확대비 100의 경우에 최대 궤도투입중량의 결과를 보였으며, 이 때의 혼합비는 액체메탄의 경우 3.49, RP-1의 경우 2.75이다. 또한 ASTOS를 이용하여 LEO 임무일 경우의 1단 및 페어링의 낙하점을 분석하였다.

• 항공우주산업기술동향
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• 제9권1호
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• pp.139-149
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• 2011

액체 로켓 엔진의 연소기는 높은 온도의 연소가스를 발생시키므로 연소실과 노즐은 열적으로 보호되어야 한다. 고공 엔진의 노즐확장부도 고열에 견딜 수 있게 설계되어야 하며, 이를 위하여 가스냉각, 삭마냉각, 복사냉각등 다양한 방법의 냉각이 적용되고 있다. 특히 큰 노즐 팽창비를 갖는 상단엔진의 경우 무게가 발사체 성능에 미치는 영향이 크므로 경량 내열 소재가 개발되어 사용되어 왔다. 미국과 러시아, 유럽에서 사용되어 온 노즐확장부 재료를 조사한 결과 스테인리스강과 티타늄합금과 같은 무거운 금속 재료에서 경량의 탄소섬유 강화 복합재 또는 세라믹 복합재로 바뀌어 가는 경향이 파악되었다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제18권1호
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• pp.53-63
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• 2024

액체 로켓 엔진의 작동 신뢰성 확보를 위하여 높은 효율과 점화 성능을 가진 점화기가 필수적이다. 본 연구에서는 450 N급 메탄-산소 액체 로켓 엔진에 사용할 수 있는 스파크 토치 방식의 점화기를 개발하였으며, 이를 위해 수치해석, 제작 및 검증을 수행하였다. 구체적으로, 점화 성능 확보를 위해 점화기 출구에서의 엔탈피를 최대화하도록 질량 유량, 노즐 면적비, 연료-산화제 혼합비 및 세장비를 설계변수로 설정하고 파라메트릭 해석을 수행하였으며, 3차원 반응 유동 수치해석을 통해 출구 열량을 산출하였다. 나아가, 도출된 설계를 바탕으로 점화기를 제작하여 연소 실험을 수행하였으며, 안전을 고려하여 설정한 최대 압력 이내에서 수치해석 결과에 부합하는 점화 성능 확보가 가능한 것으로 확인되었다. 본 연구를 통해 설계 및 제작한 점화기는 차후 소형 우주발사체 상단 엔진 등 실제 추진 시스템 구성에 기여할 수 있을 것으로 판단된다.