• International Journal of Aerospace System Engineering
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• 제6권2호
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• pp.11-16
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• 2019

A system analysis program has been developed for a gas generator cycle liquid rocket engine of 30 ton class. Numerical models have been proposed for a combustor, a turbopump, a gas generator and pressure drop through a regenerative cooling system. Numerical algorithm has been validated by comparing with the published data of MC-1. The major source of error is not the numerical algorithm but the imperfect performance models of subsystems. So the precision of the program can be improved by revising the performance models using experimental data. The sea level specific impulse and vacuum specific impulse have been demonstrated for a 30 ton class gas generator engine. The optimal condition of combustor pressure and mixture ratio for specific impulse which is a typical characteristic of a gas generator cycle engine has been illustrated.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.399-404
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• 2010

추진제 주입압력 350 psia 에서 0.95 lbf 의 정상상태 공칭추력을 내는 단일액체추진제 하이드라진 추력기의 펄스모드 시험 결과를 추진제 공급압력, 추력기 작동환경 진공도, 그리고 추력펄스 등의 변이와 함께 추력기의 열적 반응거동과 더불어 제시한다. 시험자료는 임펄스 비트, 진공 비추력, Force Centroid 등의 펄스모드 성능특성인자로 변환되어 상세한 분석이 이루어지고, 1 lbf급 표준형 단일추진제 로켓엔진의 펄스모드 기준성능과 성공적으로 비교된다.

• 한국추진공학회지
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• 제8권4호
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• pp.84-90
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• 2004

추진제 주입압력 350 psia 에서 0.95 lbf 의 정상상태 공칭추력을 내는 단일액체추진제 하이드라진 추력기의 성능평가 결과를 추력, 임펄스 비트, 비추력 등을 통하여 제시한다. 연소시험 형상과 절차에 대한 간략한 묘사와 더불어 정상상태 연소모드로부터 얻어지는 추진제 공급압력. 질량유량, 추력기 작동환경 진공도, 그리고 추력 등의 변이거동에 대한 전형적인 결과를 검토한다. 제시된 추력기 성능은 1-lbf급 표준형 단일추진제 로켓엔진의 기준성능에 성공적으로 비교된다. 선별된 추력기군을 위성체 추진시스템의 비행모델로 채택하기 위한 추력기간 성능편차에 대해 부연한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.125-129
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• 2009

본 논문에서는 대형 우주 발사체에 적용 가능한 추력 75톤급 액체로켓엔진 연소기의 기본설계에 대해 기술하였다. 이 연소기는 진공추력 74.8 ton, 진공비추력 306.9 sec, 연소실 압력 60 bar, 추진제 유량 243.6 kg/s, 연소특성속도 1730 m/sec을 갖는다. 연소기의 성능에 미치는 연소특성속도, 추력계수 그리고 비추력에 대해 알아보았고, 연소기의 기하학적인 형상에 대해서도 기술하였다. 75톤급 액체로켓 엔진 연소기는 분사기를 장착한 연소기 헤드, 재생냉각 채널을 가지고 있는 연소실로 구성되어 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권1호
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• pp.56-64
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• 2010

한국형 발사체 (KSLV-II, Korea Space Launch Vehicle II)에 적용될 액체로켓엔진의 시스템 설계를 수행하였다. 진공 추력 76톤, 진공 비추력 297 sec인 본 엔진은 가스발생기 사이클로 터보펌프 가압방식을 적용한다. 연소기는 재생냉각형이며 연소압 60 bar이다. 추진제는 액체산소/케로신 조합이다. 엔진 시동은 파이로시동기를 이용하며 연소기 점화는 TEA (TriEthylAluminium)를 사용한다. 에너지 밸런스 해석을 통해서 엔진 시스템 성능과 서브시스템 요구 성능을 결정하였다. 연소압, 비추력 및 엔진무게의 적정성을 사례분석을 통하여 평가하였다. 터보펌프-가스발생기 연계시험과 비교하여 시동 해석방법을 검증함으로써 향후 적용을 위한 준비를 마쳤다. 본 엔진은 능동제어를 적용하지 않으며 모드해석과 분산해석을 통해서 성능 보정 방안을 확정하였다.

• 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 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.194-197
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• 2005

추진제 주입압력 350 psia 에서 0.95 lbf 의 정상상태 공칭추력을 내는 단일액체추진제 하이드라진 추력기의 펄스모드 성능평가 결과를 제시한다. 연소시험 절차에 대한 간략한 기술과 함께 펄스모드 작동으로부터 얻어지는 추진제 공급압력, 추력기 작동환경 진공도, 그리고 추력 등의 변이거동에 대한 전형적인 결과를 추력기의 열적 반응과 더불어 검토한다. 제시된 성능은 1-lbf급 표준형 단일추진제 로켓엔진의 펄스모드 기준성능과 성공적으로 비교된다.

• 한국재료학회지
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• 제20권12호
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• pp.629-635
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• 2010

Abstract In this study characteristics of Al-doped ZnO thin film by HIPIMS (High power impulse sputtering) are discussed. Deposition speed of HIPIMS with conventional balanced magnetic field is measured at about 3 nm/min, which is 30% of that of conventional RF sputtering process with the same working pressure. To generate additional magnetic flux and increase sputtering speed, electromagnetic coil is mounted at the back side of target. Under unbalanced magnetic flux from electromagnet with 1.5A coil current, deposition speed of AZO thin film is increased from 3 nm/min to 4.4 nm/min. This new value originates from the decline of particles near target surface due to the local magnetic flux going toward substrate from electromagnet. AZO film sputtered by HIPIMS process shows very smooth and dense film surface for which surface roughness is measured from 0.4 nm to 1 nm. There are no voids or defects in morphology of AZO films with varying of magnetic field. When coil current is increased from 0A to 1A, transmittance of AZO thin film decreases from 80% to 77%. Specific resistance is measured at about $2.9{\times}10-2\Omega{\cdot}cm$. AZO film shows C-axis oriented structure and its grain size is calculated at about 5.3 nm, which is lower than grain size in conventional sputtering.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.454-456
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• 2012

한국형발사체(KSLV-II) 3단용 7톤급 액체로켓엔진 연소기 개념설계에 대한 내용을 기술하였다. 3단용 엔진은 TP 방식 엔진이며, 연소기의 진공추력은 6.9 tonf, 진공 비추력 336.9 sec, 연소압력 70 bar, 노즐 팽창비 94.5, 총 추진제 유량 20.5 kg/s, 혼합비 2.45 이다. 7톤급 연소기의 헤드부는 90개의 동축 와류형 분사기로 구성되고, 연소실은 케로신 재생냉각 일체형 연소기이다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권7호
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• pp.517-524
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• 2019

진공추력 88톤급 다단연소 사이클 로켓엔진의 시스템 설계를 수행하였다. 엔진 구성품에 대한 성능 평가는 기존의 연구를 활용하였으며 수렴된 엔진 시스템 성능을 구할 수 있는 알고리즘을 제안하였다. 본 연구 방법은 RD-180에 대한 기존의 연구와 비교함으로써 검증하였다. 본 연구는 가격 경쟁력을 고려하면서 성능 개선을 달성하기 위하여 한국형발사체 75톤 엔진의 개발 이력을 최대한 승계하였다. 엔진의 제작 난이도, 비용 그리고 성능 개선을 고려하여 연소압력 12MPa을 적용하였고 결과로써 23.4s의 진공비추력 향상을 얻을 수 있었다.