발사체 열제어/화재안전 시스템 설계 및 시험

고주용(Ju Yong Ko),오택현(Taek Hyun Oh),이준호(Joon-Ho Lee) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5

본 논문은 발사체의 지상대기 및 운용 중 격실 내부의 열제어 및 화재/폭발 방지를 위해서 적용되는 열제어/화재안전계에 대한 설계 및 시험에 대해서 기술한다. 고려된 시스템은 한국형발사체 개발의 일환으로 진행되고 있는 시험발사체의 열제어/화재안전 시스템으로 이 시스템은 나로호의 경험을 토대로 고압 시스템을 적용한다. 고압 및 저압 시스템의 선정은 발사대의 가스공급 설비 및 발사체의 특성을 고려해서 선정하며 이에 따라 시스템의 구성도 달라진다. 결과적으로 개발된 시스템은 시험을 통해서 초기의 설계 조건을 만족하는 결과를 얻을 수 있음이 확인되었으며, 이러한 시스템은 한국형발사체의 개발에 그대로 확장되어 적용될 예정이다. This paper describes the design and test of the thermal control and fire safety system for thermal control and the fire/explosion prevention of inside the compartment during the preparation and operation of the space launch vehicle at the launch pad. The system considered here is for the test launch vehicle which is being developed as part of the development of the Korean Space launch vehicle-II. This system applies the high pressure system based on the heritage of Naro launch vehicle. The selection of thermal control and fire safety system from high pressure and low pressure system is done in consideration of the characteristics of the launch pad gas supply system and the characteristics of launch vehicle, and the system configuration is also changed accordingly. As a result, it has been confirmed that the developed system satisfies the initial design conditions through the test. Moreover the system will be applied to the development of the Korean launch vehicle in the future.

발사체 비행 화재안전 시스템 시제품 개발 시험 분석

고주용(Ju Yong Ko),오택현(Taek Hyun Oh),이준호(Joon-Ho Lee) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5

발사체 비행 중 격실 내부의 화재/폭발 방지를 위해 적용되는 비행 화재안전 시스템에 개발을 위해서 제작된 시제품에 대한 시험을 수행하였다. 고려된 시스템은 한국형발사체 개발을 위한 것으로 가스를 저장하는 고압탱크만이 실제 상황과 다른 제품이 사용되었다. 주요 시험목적은 시스템 충전 특성 및 작동에 의한 가스 분사성능을 보는 것으로 충전 및 보관 중 기밀정도 그리고 설정된 오리피스의 적정성을 확인하는 것이다. 결론적으로, 시스템 충전특성을 양호하였고 파이로 작동에 의한 가스 공급이 원활히 이루어지는 것을 확인하였다. 파이로 작동이 후 0.04 ㎥의 부피를 가진 고압탱크 내부의 압력은 약 90초의 작동시간 이후에도 대략 0.1 MPa의 값을 가지는 것을 확인하였다. 또한 파이로 밸브 뒷단의 매니폴드 입구의 압력은 최대 5.0 MPa의 값을 보였고, 온도는–46.2 ℃까지 낮아지는 것이 확인되었다. Analysis on the test result of fire prevention system development model that is applied to prevent fire/explosion inside the compartment of launch vehicle during the flight was carried out. Considered system was for the KSLV-II and the only different part is high pressure storage tank. The main purpose of this test is to check the characteristics of charging and discharging the gas storage tank. The leakage of the system during charging and maintaining the pressure was inspected and selected orifice was also checked through the test. As a result, the system charging and discharging processes were well performed. The pressure of gas storage tank whose volume is 0.04 ㎥ remains about 0.1 MPa after 90 seconds from pyro valve ignition. Also, the pressure and temperature at the inlet position of manifold just after the pyro valve are maximum 5.0 MPa and minimum –46.2 ℃.

우주발사체의 비행자세 3축 정밀제어를 위한 소형 액체로켓엔진의 펄스모드 응답특성

정훈(Hun Jung),김종현(Jong Hyun Kim),김정수(Jeong Soo Kim),배대석(Dae Seok Bae) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회지 Vol.17 No.1

A liquid-monopropellant hydrazine thruster has several outstanding advantages such as relatively-simple structure, long/stable propellant storability, clean exhaust products, and so on. Therefore hydrazine thruster has such a wide application as orbit and attitude control system (ACS) for space vehicles. A hydrazine thruster with the medium-level thrust to be used in the ACS of space launch vehicles (SLV) has been developed, and its ground firing test result is presented in terms of thrust, impulse bit, temperature, and chamber pressure. It is verified through the performance test that the response and repeatability of thrust are very excellent, and the thrust efficiencies compared to its ideal requirement are larger than 93%.

하이드라진 추력기의 추력실 특성길이 변화가 연소성능에 미치는 영향

김종현(Jong Hyun Kim),정훈(Hun Jung),김정수(Jeong Soo Kim) 한국항공우주학회 2014 韓國航空宇宙學會誌 Vol.42 No.2

우주발사체 자세제어용 하이드라진 추력기의 추력실 특성길이(L*) 변화에 따른 연소성능을 확인하기 위해 개발모델 추력기에 대한 지상연소시험을 수행하였다. 각각의 추력기에 대한 성능특성이 추진제 주입압력 2.41 MPa (350 psia)에서의 정상상태 추력, 비추력, 응답특성 및 특성속도 등과 같은 성능변수로 분석되었다. 시험결과, 표준모델 대비 추력실 특성길이의 증가와 감소에 따라 특성속도 및 비추력성능이 공히 감소하였던 바, 표준모델의 추력실 형상이 요구성능에 대하여 가장 적합하게 설계되었다는 사실이 확인되었다. A ground firing test for hot-fire performance evaluation according to the characteristic length(L*) variation of thrust chamber was carried out for the hydrazine thruster which may be employed in space launch vehicles. A scrutiny into the performance characteristics of each thruster is made in terms of thrust, specific impulse, response characteristics, and characteristic velocity at steady-state firing mode with propellant inlet pressure of 2.41 MPa (350 psia). Through the test results, it has been verified that performance of characteristic velocity and specific impulse degrades as the characteristic length deviates from that of the standard model. Thus, it is confirmed that the thrust chamber configuration of standard model was suitably designed for the requirement specified.

우주발사체 자세제어용 하이드라진 추력기의 정상상태 추력 특성

김종현(Jong Hyun Kim),정훈(Hun Jung),김정수(Jeong Soo Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회지 Vol.16 No.6

An ambient hot-firing test was carried out for the hydrazine thruster which may be employed in the space launch vehicles. The thruster is designed to produce 67 N (15 lbf) of nominal steady-state thrust at an inlet pressure of 2.41 MPa (350 psia). A scrutiny into the performance characteristics of thruster is made in terms of thrust, propellant supply pressure, mass flow rate, chamber pressure, and temperature at the steady-state firing mode. As a result, it is ensured that the practical performance efficiencies are above 89.1% compared to its ideal requirements.

사출 차량에서의 외란을 이용한 정밀 지향성 향상 연구

유진호(Jinho Yoo),이동주(DongJu Lee) 한국추진공학회 2007 한국추진공학회지 Vol.11 No.2

The aiming ability is a to improve accuracy performance of the firing vehicle. This paper describes the detection method of chatter vibration using disturbance acceleration in the pointing structure. In order to analysis vibration trends of the pointing system occurred during vehicle drive, acceleration data was processed by using data processing algorithm with moving average and Hilbert transform. Specific mode constants of acceleration were obtained under various disturbances. Vehicle velocity, road condition, property of pointing structure were considered as factors which make change of vibration trend in vehicle dynamics. Finally, back propagation neural networks have been applied to the pattern recognition for the classification of vibration signal in various driving conditions. Results of signal processing were compared and analysed.

추진제 및 연소 사이클을 고려한 액체로켓 엔진의 신뢰도 예측

김경미(Kyungmee O. Kim) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.2

액체로켓 엔진의 신뢰도는 설계 추력, 추진제, 연소 사이클, 및 연소시험 시간의 영향을 받는다. 기존 연구에 따르면 신규 개발하는 엔진과 같은 추진제 및 연소 사이클을 가지는 참조 엔진들의 연소시험 자료가 알려져 있다면 참조 엔진들의 설계 추력과 연소시험 시간을 보정하여 신규 엔진의 신뢰도를 예측할 수 있다. 본 연구에서는 신규 개발하는 엔진과 같은 추진제 및 연소 사이클을 가지는 참조 엔진의 자료가 존재하지 않은 경우를 고려하여 두 엔진 사이의 유사성 분석을 통하여 고장률을 보정한 후 신뢰도를 예측하는 방법을 제시하였다. 또한 액체산소/케로신 추진제와 가스 발생기 사이클을 사용하는 한국형 발사체의 1단 엔진을 이용하여 제안된 방법을 예시하였다. It is known that reliability of liquid rocket engines depends on the design thrust, propellant, engine cycle, and hot firing test time. Previously, a method was developed for estimating reliability of a new engine by adjusting the design thrust and hot firing test time of reference engines where reference engines have the same propellant and engine cycle with the new engine. In this paper, we provide a procedure to predict the engine reliability when the new engine and the reference engine have different propellant and engine cycles. The proposed method is illustrated to estimate the engine reliability of the first stage of Korea Space Launch Vehicle II.

단일액체추진제 하이드라진 추력기의 추력실 직경에 따른 정상상태 추력특성 고찰

김종현(Jong Hyun Kim),정훈(Hun Jung),감호동(Ho Dong Kam),서항석(Hang Seok Seo),김정수(Jeong Soo Kim) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5

우주발사체 자세제어용 엔진으로 활용되기 위한 70 N급 하이드라진 추력기의 성능특성을 검토하였다. 개발모델 하이드라진 추력기에 대한 성능평가 시험이 추력실 직경변화에 따라 정상상태 연소모드 조건으로 수행되었으며, 지상연소시험에서 획득한 추력, 추진제 공급유량 그리고 추력실의 압력 및 온도 등의 성능변수를 통해 추력기의 성능을 평가하였다. 시험결과, 표준모델의 특성속도는 1256 m/s로 98.9%의 우수한 특성속도 효율을 보였다. Performance characteristics of 70 N-class hydrazine thruster to be utilized for the attitude control engine of space launch vehicles were scrutinized. Thruster test for the performance evaluation was carried out in steady-state firing mode with the variation of thrust-chamber diameter . The hydrazine thruster was evaluated by the performance variables in terms of thrust, propellant flow rate, chamber pressure, and temperature. As a result, it is found that standard model thruster has excellent characteristic velocity efficiency of 98.9% at 1256 m/s of characteristic velocity.

70 N급 하이드라진 추력기의 지상연소 성능특성

김종현(Jong Hyun Kim),정훈(Hun Jung),이상신(Sang Shin Lee),김정수(Jeong Soo Kim),김인태(In-Tae Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11

우주발사체의 자세제어용 추력기의 개발을 위해 70 N급 하이드라진 추력기의 지상연소시험을 수행하였다. 추진제 공급압력 2.41, 1.72 MPa (350, 250 psia)에서의 정상상태 추력성능을 검토하였으며, 추력기 구성품의 압력, 온도 등의 성능변수로 작동성능 특성을 확인하였다. 추력기의 성능검토 결과 이론 성능 대비 추력 및 비추력 성능 등을 양호하게 만족하는 것이 확인되었다. A ground hot-firing test for the development of thruster which may be used for the attitude control of space launch vehicles, is carried out for the 70 N-class hydrazine test model. Steady-state thrust performances according to propellant inlet pressure of 2.41, 1.72 MPa (350, 250 psia) are scrutinized. The thruster performance characteristics are confirmed through the pressure and temperature behavior. As a result, in comparison with design specification, the thrust and specific impulse performance are met satisfactorily.

축소형 메탄 엔진 연소시험 장치 설계 및 제작

이준성(Junseong Lee),임병직(Byoungjik Lim),임성혁(Sung-Hyuck Im),김철웅(Cheulwoong Kim),이기주(Keejoo Lee),박재성(Jaesung Park) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2020 No.11

적층 제조 기법으로 제작된 축소형 메탄 엔진의 연소시험을 위한 시험 장치를 설계하기 위해 국외 유사 연구 사례 조사를 수행하였다. 기존의 연소시험설비 수정을 최소화하고, 독립적으로 사용이 가능하도록 가압식 추진제탱크, 추진공급계 및 제어장치를 모듈화 하여 구성하였다. 축소형 메탄 엔진 연소시험 장치를 통해 향후 소형 위성 발사체 상단 엔진에 활용이 가능한 메탄 연소기 특성, 엔진 재점화, 엔진추력제어를 위한 기초 연구를 수행할 계획이다. A literature survey was conducted to design a test device for performing a combustion test of a small-scale methane engine manufactured by additive manufacturing technique. A pressurized propellant tank, a pneumo-hydraulic supply system, and a control device were modularized to minimize the modification of the existing hot firing test facility and to be used independently. It is planned to conduct basic researches for methane combustion characteristics, engine re-ignition and engine thrust control that can be used on the upper stage engine of a small satellite launch vehicle in the future through this test device.