• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.163-167
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• 2007

은 촉매는 과산화수소 촉매분해에 많이 사용되지만, 상온에 시동이 어렵고 높은 온도에 적용하기 곤란하다. 본 논문에서는 은이 가지고 있는 단점을 극복하기 위해 기화기와 고온 촉매 베드로 구성된 이원 촉매 베드에 대한 연구를 수행하였다. 백금을 기화기 촉매로, perovskite 구조를 가지는 촉매를 고온 촉매로 선정하였고, 가스발생기를 이용한 시험을 통해 상온에서 예열이 없이도 시동이 가능함과 고온에서 안정적으로 작동함을 보여주었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.13-18
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• 2010

본 연구는 Kerosene-LOx를 추진제로 하는 가스발생기용 스월 동축형 인젝터의 리세스 길이에 따른 내부 혼합 유동의 특성 파악을 목표로 하였다. 리세스 길이는 분무 안정성, 내부 LOx post 손상 등에 영향을 미치는 중요한 요소로 액막두께, 매니폴드 압력 측정 및 내부 유동 가시화를 통해 리세스의 영향을 분석하였고, 추진제 혼합 전후의 액막두께 변화를 측정함으로써 주파수 특성을 분석하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제9권4호
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• pp.67-72
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• 2015

The analysis has been performed on the blockage effect at the propellant flow passage in a liquid rocket engine. This simulates an example of emergency situation where flow passage is partially blocked. The analysis method has been validated by predicting the pump head and flow rate within 1% precision against the measured data of turbopump-gas generator coupled test. When the oxidizer passage is reduced it is predicted that the mixture ratio decreases, the oxidizer pump head increases and the gas generator pressure increases. When the fuel passage is reduced it is predicted that the mixture ratio increases, fuel flow rate decreases and the fuel pump head increases.

• 항공우주기술
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• 제12권1호
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• pp.200-206
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• 2013

액체로켓엔진에서 추진제 밀도와 공급 압력 변화에 대한 성능 민감도를 분석하였다. 해석 프로그램은 터보펌프-가스발생기 연계시험 결과와 비교하여 1% 오차를 가지는 것으로 확인되었다. 연료 공급압력이 증가하면 혼합비 감소로 인해 엔진 연소압이 감소하였고 연료의 밀도가 증가하면 혼합비 감소에도 불구하고 추진제 유량이 증가하므로 엔진 연소압이 증가하는 것으로 예측되었다. 또한 산화제의 밀도가 증가되거나 공급압력이 증가하면 엔진의 연소압이 증가할 것으로 분석되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제6권2호
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• pp.19-27
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• 2002

가스 발생기 추진기관 시스템에서는 연소 시 굵은 입자가 토출되면 치명적인 문제가 된다. 이러한 문제를 해결하기 위해서는 추진제에 발생하는 연소가스 입자와 더불어 라이너에서 발생되는 연소가스 입자를 최소로 하는 방안이 필요하다. 이러한 라이너 조성을 개발하기 위하여 충전제로 옥사마이드(Oxamide)를 사용하고, HTPB계 바인더를 사용한 무연 라이너 조성을 개발하였다. 라이너의 연기특성을 정량적으로 측정하기 위하여 자체 제작한 연기측정장치(Smoke Chamber)를 사용하였다. 충전제로 옥사마이드를 50%적용하였을 때가 실리카(Silica)를 50%적용 시에 비하여 연기 정도가 1/10정도로 감소하였으며 그 결과는 가스 발생기 추진기관의 연소 시험 시에도 확실하게 관찰되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.34-37
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• 2010

터보펌프식 액체 로켓 엔진에 대해 AMESim을 이용하여 1-D 시스템을 구성하고 시동 과도 특성을 해석하였다. 액체산소와 RP-1을 추진제로 사용하는 개방형 사이클에 대해 해석을 수행하였으며, 초기 시동시 가스발생기의 연료 밸브 개방 및 가스발생기 점화 타이밍과 시동 안정성의 관계에 관한 결과를 얻었다. 이러한 연구를 바탕으로 터보펌프식 액체 로켓 엔진 시스템의 최적 설계를 위해 시동시 특성 및 시동 절차를 고려해야 함을 확인 하였다.

• 한국안전학회지
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• 제28권3호
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• pp.6-10
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• 2013

The Heat Recovery Steam Generator(HRSG) is a device recycling the exhaust gas of gas turbine in combined power and chemical plants. Since service temperatures was very high, the damage of HRSG tubes intensively occurred in superheater and reheater. The aim of this paper is to determine life and hardness relationship that addresses creep-rupture test and creep-interrupt test in modified 9Cr-1Mo steel. The measured life that consists of function of hardness was found to constant tendency.

• 전기학회논문지P
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• 제53권3호
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• pp.103-109
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• 2004

This paper has presented, taking an example of a gas separation plant, dynamic analysis on frequency decline caused by the over-loading at the generator and the knee point causing voltage instability due to reactive power required by re-acceleration of large induction motors, resulting in phenomena of failure in the conventional frequency load shedding. In order to resolve the voltage instability problem, a design of load shedding system employing under-voltage relays has been proposed to the industrial power system containing large induction motors in addition to the conventional load shedding employing frequency relays. For the purpose of dynamic analysis, models of gas turbine and governor, synchronous generator, brushless exciter, and induction motor are introduced.

• 한국추진공학회지
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• 제9권2호
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• pp.1-8
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• 2005

가스발생기용 저 연소속도 HTPB/AP계 고체추진제의 조성에서 냉각제인 Oxamide와 Melamine이 추진제의 연소특성에 미치는 효과를 고찰하였다. 냉각제의 함량을 증가시키면 연소속도와 화염온도가 낮아지고, 두 냉각제의 화염온도에 미치는 영향은 유사하였다. 그러나 냉각제의 열분해 특성 차이로 인하여 Melamine 추진제에서는 비정상적으로 $200{\mu}m$ AP의 일부를 $6{\mu}m$ AP로 대체하면 연소속도가 오히려 감소하는 현상을 나타내었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.51-56
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• 2011

75톤급 가스발생기 사이클 액체로켓엔진 개발을 위한 시험영역을 정의하였다. 엔진 시스템 영역은 비행시 발생하는 엔진 입구조건의 변화에 따른 변동과 각 구성품이 가지는 오차에 의한 성능 분산을 고려하고 추가의 성능 여유를 두도록 정의하였다. 엔진 시스템 시험에 상응하는 구성품의 작동영역을 정의하고 이에 추가의 여유를 두어 개발하도록 구성품 시험 영역을 정의하였다.