다단연소사이클 엔진의 터보펌프 및 유공압 라인 특성

이정호(Jungho Lee),전준수(Junsu Jeon),황창환,우성필(Seongphil Woo),이광진(Kwangjin Lee),유병일(Byungil Yoo),한영민(Yeoungmin Han) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5

고성능 상단엔진 개발을 위한 9톤급 다단연소사이클 엔진의 선행연구가 진행 중에 있다. 다단연소사이클 엔진 기술검증시제(TDM0)를 제작을 완료하여, 나로우주센터 엔진 연소시험설비에서 예연소기와 터보펌프로 구성된 파워팩 연소시험과 주 연소기까지 장착된 엔진 연소시험을 차례로 수행하였다. 다단연소사이클 엔진 유공압 라인의 진공화 과정과 연소시험에서 나타난 터보펌프의 및 유공압 라인의 특성을 간략히 기술한다. Research for developing 9 tonf-class staged combustion cycle engine which is high performance upper stage engine has been conducted. Technical demonstration model of the staged combustion cycle engine was installed in combustion test facility of Naro space center. Combustion tests of Power-pack which consists of pre-burner and turbopump without main combustion chamber and combustion tests of engine have been conducted. The vacuuming process of hydraulic lines is introduced and the characteristics of turbopump and hydraulic lines of engine combustion test are described in this paper.

연소안정성 평가시험 기법을 위한 펄스건 압력파 유도장치 개발 실험

이광진(Kwangjin Lee),김홍집(Hongjip Kim),서성현(Seonghyeon Seo),문일윤(Ilyoon Moon),김형모(Hyungmo Kim),이수용(Sooyong Lee),고영성(Youngsung Ko) 한국항공우주학회 2005 韓國航空宇宙學會誌 Vol.33 No.3

액체로켓엔진 개발에서 필수 단계인 연소안정성 확인을 위한 연소안정성 평가시험 (stability rating test) 방법의 개발을 위해서는 압력교란장치의 특성과 더불어 안전한 연소시험 절차(sequence)의 확립이 필수적이다. 따라서 본 연구에서는 연소안정성 평가시험을 위해 개발된 펄스건을 액체로켓엔진의 연소시험에 실제로 적용하기 위한 단계로서, 적절한 연소 시험 절차를 개발/검증하고자 하였다. 먼저 펄스건을 실제로 연소실 외벽에 장착하게 되는 압력파 유도장치를 설계하고, 펄스건의 오작동을 방지하기 위한 압력파 유도장치 내부의 냉각시스템의 설계 및 시험을 수행하였다. 이러한 일련의 연소시험 단계를 통하여 실물형 액체로켓엔진에서의 연소안정성 평가시험이 가능한 적절한 시험 단계를 국내 독자적으로 개발하는데 성공하였다. The SRT(stability rating test) technique, which is indispensable for the development of a LRE(liquid rocket engine), essentially requires a development of a combustion test sequence as well as artificial perturbation devices. For the development of an indigenous SRT technique, several combustion tests of sub-scale LRE were performed to search a proper combustion test sequence. At first, a pressure-wave inducing device which is used for adapting pulse gun was designed and a cooling gas supply system for the pressure-wave inducing device was set up to prevent a malfunction of pulse gun. Through the several combustion tests which included cooling procedure of a pressure-wave inducing device, a proper combustion test sequence was found out. It did not make any significant disturbance at normal combustion process. Finally, an indigenous SRT technique has been developed successfully.

한국형발사체 추진기관 시험설비 구축에 대한 소개

한영민(Yeoung-Min Han),조남경(Nam-Kyung Cho),정용갑(Young-Gahp Chung),김승한(Seung-Han Kim),유병일(Byung-il Yu),이광진(Kwang-Jin Lee),김진선(Jin-Sun Kim),김지훈(Jihoon Kim),김영목(Young-Mog Kim) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11

한국형발사체 추진기관 개발을 위한 연소기 연소시험설비, 터보펌프 실매질 시험설비, 엔진 지상 및 고공모사 연소시험설비, 추진기관시스템 시험설비 구축 계획에 대해 간략히 기술하였다. 연소기, 터보펌프, 엔진 시험설비에서는 75톤급 액체로켓엔진의 부품 및 엔진시스템의 개발 및 인증시험을 수행할 예정이고, 추진기관시스템시험설비에서는 한국형발사체 1/2/3단용 추진기관시스템의 개발 시험을 수행할 예정이다. 추진기관 시험설비는 나로우주센터에 건설될 예정이며 구축 일정, 예산, 안전거리, 효율성 등을 고려하여 구축하고자 한다. The construction plan of a combustion chamber test facility(CTF), a turbopump real propellant test facility(TPTF), a rocket engine ground/high altitude test facility(ReTF, HAReTF) and a propulsion system test complex(PSTC) for KSLV-II is briefly described. The development/qualification tests of 75ton-class liquid rocket engine system and engine component will be performed in CTF, TPTF, ReTF and HAReTF and the development test of 1<SUP>st</SUP>/2<SUP>nd</SUP>/3<SUP>rd</SUP> propulsion systems for KSLV-II will be performed in PSTC. These propulsion test facilities will be built in NARO space center considering construction schedule, cost, safety distance and utility factor of propulsion test facilities.

다단연소사이클 엔진 시스템 기술검증시제 연소성능 평가

임지혁(Ji-Hyuk Im),우성필(Seongphil Woo),전준수(Junsu Jeon),이정호(Jungho Lee),이광진(Kwang-Jin Lee),한영민(Yeoung-Min Han) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5

정지궤도용 우주발사체에는 고성능 상단엔진이 필수적이며 높은 비추력을 가지는 다단연소사이클 엔진이 적합하다. 터보펌프, 예연소기, 연소기, 공급계 시스템으로 구성된 9톤급 다단연소사이클 엔진 시스템의 기술검증시제를 제작하여 나로우주센터 3단 엔진 연소시험설비에서 3초 지상연소시험을 수행하였다. 엔진 시스템의 시동, 점화, 연소 및 종료가 정상적으로 수행되었으며 주요 성능 변수를 평가하였다. High performance upper stage engine is necessary for space launch vehicles of geostationary orbit, and staged combustion cycle engine is suitable due to high specific impulse. Technology demonstration model for 9 tonf class staged combustion cycle engine, which is consisted of turbopump, preburner, combustion chamber and supply system, was assembled, and hot-firing test was conducted for three seconds in Upper-stage Engine Test Facility of Naro Space Center. Ignition, combustion and shut down of engine system was performed normally, and its performance parameters were evaluated.

다단연소사이클 로켓엔진 주연소기 분사기 설계 및 연소시험

하성업,김동기,문일윤,문인상,이수용 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

다단연소 사이클 로켓엔진 주연소기에 적용되는 분사기에 대한 설계가 이루어졌다. 이 분사기는 고온의 산화제과잉가스와 액체상태의 연료가 공급되기 때문에 기액분사기라는 명칭으로도 흔히 불린다. 분사기의 기체유로는 반파장 공명기의 형태를 가지고 있기 때문에 연소기의 연소불안정 억제기구로서의 역할 또한 수행할 수 있다. 설계는 주연소기의 형상, 분사기 배치, 산화제 기체유로, 연료 선회유로의 설계 순으로 진행되며, 형상이 간섭되는 경우 이를 해결하기 위한 반복계산이 요구된다. 단일분사기 예연소기 / 단일분사기 주연소기 연계시험이 수행되어 연소를 위한 분사기로서의 기능을 확인하였으며, 이를 바탕으로 60개의 분사기를 사용하는 실물형 혼합해드가 설계 제작되었다. 특별히 본 연구를 위한 연소시험 설비가 구축되었으며, 이 설비에서 실물형 예연소기와 터보펌프를 연계하는 파워팩 시험과 여기에 주연소기를 결합한 주요구성품 연계시험을 예정하고 있다. The injector for main combustion chamber of staged combustion cycle rocket engine has been designed. This injector is frequently called as gas-liquid injector, because high-temperature oxidizer-rich gas and liquid-state fuel are supplied to this injector. Gas passage of injector has the geometry as half-wave resonator, hence the injector can play a role as combustion instability suppression device. The geometry of injector is determined by the design of main combustion chamber profile, injector arrangement, oxidizer gas passage and fuel swirl passage in the order named. Sometimes iterative calculation is required in order to solve geometry interference problem. Combining test with uni-element preburner and uni-element main combustion chamber has been carried out, and the functionality of this injector has been verified. Based on these results full scale mixing head with 60 injectors has been designed and manufactured. Combustion test stand especially for this research work has been constructed. Power-pack test with actual-scale preburner and turbo-pump, and major-component combining test with main combustion chamber adding to power-pack will be conducted in this stand.

8톤급 다단연소사이클 로켓엔진 주요구성품 연계 연소시험 설비구축

김동기(Dongki Kim),하성업(Seong up Ha),문일윤(Il yoon Moon),문인상(Insang Moon),이수용(Sooyong Lee),지상연(Sangyeon Ji),서종원(Jongwon Seo) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5

다단연소사이클 로켓엔진은 높은 연소효율과 비추력을 내는 엔진으로 잘 알려져 있다. 항공우주연구원에서는 다단연소사이클 로켓엔진 개발을 위해 주요구성품인 예연소기와 연소기 개발을 진행해왔다. 본 논문은 8톤급 다단연소사이클 로켓엔진 주요구성품 연계 연소시험을 위한 시험설비의 개발현황을 기술하였다. 엔진 규격과 설계 요구조건을 바탕으로 유공압 시스템, 제어계측 시스템, 시험스탠드 시스템, 기타 부대설비를 설계 및 구축하였다. Staged combustion cycle engines are well known to have high combustion efficiencies and specific impulse. In Korea Aerospace Research Institute (KARI), major components of the rocket engine such as a preburner, a turbopump, and a combustion chamber have been developing for the staged combustion cycle engines. This paper describes the construction and development status of firing test facility for the major components of the 8tonf class staged combustion cycle rocket engine. The test facility such as phuemo-hydraulic system, control/measurement system, test stand system, and other service systems were designed and constructed on the basis of the design requirements.

한국형발사체 추진기관 시험설비 배치 및 구축현황

한영민(Yeoung-Min Han),조남경(Nam-Kyung Cho),정용갑(Young-Gahp Chung),김승한(Seung-Han Kim),유병일(Byung-il Yu),이광진(Kwang-Jin Lee),김진선(Jin-Sun Kim),김지훈(Jihoon Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5

한국형발사체 추진기관 개발을 위한 연소기 연소시험설비, 터보펌프 실매질 시험설비, 3단 엔진 연소시험설비, 엔진 지상 및 고공모사 연소시험설비, 추진기관 시스템 시험설비의 배치 및 구축 현황에 대해 간략히 기술하였다. 연소기, 터보펌프, 엔진 시험설비에서는 3단 엔진 및 75톤급 액체로켓엔진의 부품 및 엔진시스템의 개발 및 인증시험을 수행할 예정이고, 추진기관 시스템 시험설비에서는 한국형발사체 1/2/3단용 추진기관 시스템의 개발 시험을 수행할 예정이다. 현재 연소기 및 터보펌프 시험설비의 경우 장기 납품 품목의 발주 완료 등 구축 중에 있으며, 엔진 및 추진기관 시스템 시험설비의 경우 상세설계를 준비 중에 있다. The deign and development status of a combustion chamber test facility(CTF), a turbopump real propellant test facility(TPTF), a rocket engine test facility for 3rd stage engine(SReTF), a rocket engine ground/high altitude test facility(ReTF, HAReTF) and a propulsion system test complex(PSTC) for KSLV-Ⅱ is briefly described. The development/qualification tests of engine component, 3rd stage engine system and 75ton-class liquid rocket engine system will be performed in CTF, TPTF, SReTF, ReTF and HAReTF and the development test of 1<SUP>st</SUP>/2<SUP>nd</SUP>/3<SUP>rd</SUP> propulsion systems for KSLV-Ⅱ will be performed in PSTC. The CTF/TPTF are under construction such as ordering the long delivery items and the detailed design of ReTF/PSTC is being prepared.

액체로켓엔진 연소기의 배플 유무에 따른 연소안정성 평가시험 결과

김종규(Jonggyu Kim),김현준(Hyeon-Jun Kim),강동혁(Donghyuk Kang),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5

액체로켓엔진 연소기의 연소안정성을 평가하기 위해서 펄스건과 같은 인위적인 교란 장치를 이용하는 연소안정성 평가시험이 수행된다. 7톤급 액체로켓엔진 연소기 개발시제 3기에 대한 연소안정성 평가시험이 수행되었다. 배플 분사기가 없는 2기의 연소기는 연소시험 중 자발연소불안정은 나타나지 않았으나 설계점 및 탈설계점에서 각각 펄스건 기폭에 의한 1T mode 연소불안정이 발생하였다. 그러나 배플 분사기가 적용된 1기의 연소기는 모든 시험영역에서 자발연소불안정 뿐만 아니라 펄스건 기폭에 의한 연소불안정도 발생하지 않았다. To evaluate combustion stability in a liquid rocket engine thrust chamber, stability rating tests using pulse gun as one of artificial disturbance devices have been done. Combustion stability rating tests were performed with 3 development models of the thrust chamber for a 7 tonf-class liquid rocket engine. Spontaneous combustion instabilities were not encountered in hot-firing tests of 2 models without baffle injectors, but 1T mode combustion instabilities were triggered by pulse gun ignition at design and off-design conditions. But during hot-firing tests all operating conditions of 1 model with baffle injectors, not only spontaneous instabilities but also triggered instabilities did not occur.

한국형발사체 75톤급 기술검증용 연소기 설계점 연소시험

임지혁(Ji-Hyuk Im),우성필(Seongphil Woo),소윤석(Younseok So),김승한(Seung-Han Kim),이광진(Kwang-Jin Lee),한영민(Yeoung-Min Han) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11

한국형발사체에 사용될 75톤급 기술검증용 내열재 연소기에 대한 설계점 연소시험을 나로우주센터 연소기 연소시험설비에서 5초간 수행하였다. 2단 시동방식을 이용하여 연소실 연소압력 5.69 MPa에 정상적으로 도달하였으며, 75톤급 연소기 시험을 위한 연소기 연소시험설비의 공급 능력과 안정성을 확인되었다. 연소기 점화 이후 정상 연소 구간에서 고주파 연소불안정이 발생하였다. Design point hot-firing test of technology demonstration model for KSLV-II 75 tonf-class combustion chamber was carried out for five seconds in combustion chamber test facility of Naro Space Center. Combustion chamber pressure of 5.69 MPa was reached normally, and capability and stability of combustion chamber test facility was confirmed. During the combustion phase, high frequency combustion instability was observed.

한국형발사체(KSLV-II) 추진기관 시험설비 배치 및 설계

한영민(Yeoung-Min Han),조남경(Nam-Kyung Cho),정용갑(Young-Gahp Chung),김승한(Seung-Han Kim),유병일(Byung-il Yu),이광진(Kwang-Jin Lee),김진선(Jin-Sun Kim),김지훈(Jihoon Kim) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

한국형발사체 추진기관 개발을 위한 연소기 연소시험설비, 터보펌프 실매질 시험설비, 3단 엔진 연소시험설비, 엔진 지상 및 고공모사 연소시험설비, 추진기관 시스템 시험설비 구축 계획에 대해 간략히 기술하였다. 연소기, 터보펌프, 엔진 시험설비에서는 3단 엔진 및 75톤급 액체로켓엔진의 부품 및 엔진시스템의 개발 및 인증시험을 수행할 예정이고, 추진기관 시스템 시험설비에서는 한국형발사체 1/2/3단용 추진기관 시스템의 개발 시험을 수행할 예정이다. 추진기관 시험설비는 나로우주센터에 건설될 예정이며 구축 일정, 예산, 안전거리, 효율성 등을 고려하여 구축하고자 한다. The deign and lay-out of a combustion chamber test facility(CTF), a turbopump real propellant test facility(TPTF), a rocket engine test facility for 3rd stage engine(SReTF), a rocket engine ground/high altitude test facility(ReTF, HAReTF) and a propulsion system test complex(PSTC) for KSLV-II is briefly described. The development/qualification tests of engine component, 3rd stage engine system and 75ton-class liquid rocket engine system will be performed in CTF, TPTF, SReTF, ReTF and HAReTF and the development test of 1st/2nd/3rd propulsion systems for KSLV-II will be performed in PSTC. These propulsion test facilities will be built in NARO space center considering construction schedule, cost, safety distance and utility factor of propulsion test facilities.