평형상수를 이용한 액체로켓 추진제의 화학반응 수치연구

장요한(Yo Han Jang),이균호(Kyun Ho Lee) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.4

액체로켓 추진시스템은 액체 추진제와 액체 산화제의 화학반응을 통해 추력을 발생하는 방식으로써 우주발사체 및 인공위성을 포함한 우주비행체에 광범위하게 적용되고 있다. 일반적으로 사용되는 액체로켓 추진제로는 모노메틸하이드라진/사산화이질소, 액체수소/액체산소 및 RP-1/액체산소 조합 등이 있다. 본 연구의 목적은 액체로켓 추진제의 열화학적 반응을 수치적으로 분석함으로써, 이를 통해 궁극적으로 액체로켓엔진의 설계와 성능에 필요한 유용한 정보를 예측하고자 하는 데 있다. 이를 위해 앞서 언급한 3가지 조합의 연료와 산화제에 대하여 연소반응 후 화학평형상태에 도달했을 때 주요 요소평형반응들의 평형상수 값들을 이용해 최종 생성물의 성분과 화학조성을 계산하였고 그 결과를 이용해 단열화염온도와 로켓성능변수인 비추력을 예측하는 연구를 진행하였다. Liquid rocket propulsion is a system that produces required thrust for satellites and space launch vehicles by using chemical reactions of a liquid fuel and a liquid oxidizer. Monomethylhydrazine/dinitrogen tetroxide, liquid hydrogen/liquid oxygen and RP-1/liquid oxygen are typical combinations of liquid propellants commonly used for the liquid rocket propulsion system. The objective of the present study is to investigate useful design and performance data of liquid rocket engine by conducting a numerical analysis of thermochemical reactions of liquid rocket propellants. For this, final products and chemical compositions of three liquid propellant combinations are calculated using equilibrium constants of major elementary equilibrium reactions when reactants remain in chemical equilibrium state after combustion process. In addition, flame temperature and specific impulse are estimated.

전 세계 발사체 액체로켓엔진 기술개발 현황

한상엽 한국항공우주연구원 2012 항공우주산업기술동향 Vol.10 No.1

본 보고서는 미국, 러시아, 유럽, 일본 및 중국을 비롯한 전 세계 발사체 및 로켓 관련 기술을 개발/연구하고 있는 국가의 상용 또는 시험용, 연구용의 액체로켓엔진 개발기술에 관련된 정보를 수집 및 분석하는 것에 그 목적이 있다. 전 세계적으로 현재까지 약 900종 이상의 액체로켓엔진이 시험되고 개발/연구되어 왔다. 그 중 일부는 미국의 SSME 액체로켓엔진 및 러시아의 RD-107/RD-108 액체로켓엔진과 같이 상용으로 현재 위성 및 우주인 발사체에 투입되어 사용되고 있다. 본 보고서에 분석 정리된 액체로켓엔진은 케로신, 액체수소, 저장성 연료등을 연료로 사용하고 액체산소 등을 산화제로 사용하는 엔진들이며, 고체추진제를 사용하는 모터는 제외되어 있다. 특히 본 보고서에는 현재까지 국내에서 연구/개발되어 온 국내의 액체로켓엔진에 대한 개발기술도 포함하고 있다. The main purpose of this report is to acquire and analyze the information related to the development technology of liquid-propellant rocket engine(LRE) for commercial, experimental, or research purpose of world-wide nations such as U.S.A., Russia, Europe, Japan, and China which have been developing and studying the technology related to launch vehicles and rockets. Up to now more than nine-hundreds(900) of LRE's have been studied and developed world-wide. Among them, some engines such as SSME of U.S.A. and RD-107/RD-108 LRE's of Russia have been actively used for satellite launch vehicles and human space travel commercially. LRE's dealt in this report are using kerosene, liquid hydrogen, storable fuel, etc. as a fuel and liquid oxygen, etc. as an oxidizer. Rocket motors with solid propellants are excluded. Especially this report also includes the development technology of domestic LRE's.

우주발사체 공학교육 소재로써의 물로켓

최정열,김재열 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

물로켓은 가압식 불연 단일추진제 액체 로켓으로서 연소와 가스 팽창과정을 제외한 액체 로켓 및 우주발사체의 모든 과학적/공학적 원리를 포함하고 있다. 그러나 초등학교 물리 교육의 교보재로써 주로 활용될 뿐, 대학 수준의 공학교육을 위하여 이용되거나 연구된 사례는 드물다. 본 논문에서는 발사체 공학교육의 관점에서 물로켓의 특징과 국내외 동향을 소개하였다. 또한 물로켓에서 관찰할 수 있는 액체 로켓 추진기관의 물리 및 열/유체역학적 특징과 물로켓에 적용되는 액체 로켓 추진 원리를 소개하고 발사체의 설계와 제작 과정에서 발생하는 공학적 문제를 물로켓의 경우에서 살펴보았다. 마지막으로 물로켓을 우주교육 프로그램으로 활용하기 위한 경연 대회 방법을 제시하였다. Water rocket is a kind of pressure-fed non-reacting mono-propellant liquid engine, which has the same principles as liquid rocket that is used for launch-vehicle engine except that there is no combustion. However, it has been used only for physical teaching material of teenagers and has been dealt with rarely as an undergraduate-education subject or an object of scientific study. In this article, we introduced some characteristics of the rocket from the perspective of launch vehicle engineering and world trends. It is discussed that physics and thermofluids features of water rocket, propulsion theory and engineering problems which we encounter in design and production process. Lastly, we presented advanced water rocket competition rules.

액체로켓엔진의 연소불안정 현상

윤영빈,길태옥,임지혁 한국추진공학회 2007 한국추진공학회지 Vol.11 No.1

The review of the liquid propellant rocket engine presented. The combustion instabilities which are discovered on solid and liquid propellant in 1930, have been occurred on machines using combustion process, which are gas turbine, ramjet, scramjet and rockets, and necessity of combustion instability study became claimed. However, we have not been solved this problem up to now. Therefore, we analyzed causes and mechanisms generated combustion instability and inquired into history of combustion instability control in various countries for the liquid propellant rocket engine. 액체추진제 로켓 엔진에서 발생되는 연소불안정 현상에 대해 논의하였다. 지난 1930년대에 고체 및 액체 로켓에서 발견되었던 연소불안정 현상은 연소현상을 이용하는 가스터빈, 램 및 스크램젯, 로켓 등 모든 기관에서 문제가 대두되었고, 이러한 기관들의 안정적인 운용을 위해서는 연소 불안정성에 대한 연구가 필요하게 되었다. 그러나, 엔진을 파괴하는 심각한 현상을 초래하는 이 현상을 아직까지 완전히 제어하고 있지 못하다. 따라서, 연소불안정 현상이 발생되는 원인과 메커니즘을 알아보고, 액체추진제 로켓에 대한 각국의 개발사를 알아보았다.

H-1 로켓엔진의 구조와 특징

김성욱(Sunguk Kim),김철웅(Cheulwoong Kim) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

H-1 로켓엔진은 달 탐사를 위한 Apollo Project의 첫 로켓인 SaturnⅠ의 1 단에 사용되기 위해 개발되었다. 가스발생기 사이클에 액체산소와 케로신을 추진제로 사용한 H-1 로켓엔진은 추력이 900 kN으로 높은 추력을 발생시킨다. 본 논문에서는 H-1 로켓엔진의 개발 배경과 구조, 엔진의 시동과 운전 그리고 정지 과정에 대한 내용이 포함되어 있다. 조사한 내용을 바탕으로 액체로켓엔진 개발기술에 적용할 수 있는 요소를 분석하는 것이 목적이다. 국내에서도 한국형 발사체의 개발로 인한 액체로켓엔진의 관심이 높아졌기 때문에 H-1 로켓엔진의 개발 사례는 유용한 자료가 될 수 있다. The H-1 rocket engine was developed to be used for the 1st stage of SaturnⅠwhich is the first rocket in the Apollo Project. H-1 rocket engine is a gas generator cycle engine and uses Lox and kerosene for propellant. This paper includes the background of development and the operation sequence for the start, run and stop of the engine. The purpose of this paper is to analyze some elements which can be applicable to the technology of developing the liquid-propellant rocket engine on the basis of the contents in the paper. This development case of H-1 rocket engine can be a useful data since the interest in the liquid-propellant rocket engine rose in our country because of the development of KSLV-Ⅱ.

가압식 불연 단일 추진제 액체 로켓의 성능 해석

김재열,최정열 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

항공우주공학 학부교육 수준을 바탕으로 물로켓의 추진성능을 예측하기 위한 이론적 방법을 제시하였다. 물로켓의 추진은 1) 비압축성 액체의 분사, 2) 압축성 공기의 choking 및 3) choking 이후의 3단계로 구분할 수 있으며, 각 단계에서 유체역학 지식을 활용하여 추진성능을 해석하였다. 물로켓의 수직발사 비행성능 계산을 통하여 최고 고도는 일반적인 액체로켓과 동일하게 초기압과 건조중량, 항력계수에 크게 좌우됨을 알 수 있었다. 아울러, 주어진 노즐 크기에서 초기압에 따라 최고 고도를 얻기 위한 추진제량 등의 조건이 다르게 나타나 최적 설계가 필요함을 알 수 있었다. A theoretical procedure is described for the prediction of the propulsion performance of a water rocket based on the undergraduate-level education of aerospace engineering. Water rocket propulsion can be identified into three steps; 1) propulsion by the injection of incompressible liquid, 2) propulsion by the choked gas and 3) propulsion by gas without choking. Propulsion performance is carried out with the knowledge of fluid dynamics at each step. It is understood that the performance characteristics of a water rocket is same as the ordinary liquid rocket. Also found is that optimal design is necessary since the optimum quantity of the propellant is dependent on the initial pressure at given configuration.

액체로켓엔진의 연소불안정 현상

길태옥(Taeock Khil),임지혁(Ji-Hyuk Im),윤영빈(Youngbin Yoon) 한국추진공학회 2007 한국추진공학회지 Vol.11 No.1

The review of the liquid propellant rocket engine is presented. The combustion instabilities which were discovered on solid and liquid propellant rocket engines in 1930, have occurred on propulsion devices, such as gas turbine, ramjet, scramjet and rocket, and thus a study on the combustion instability became necessary. However, this problem has not been solved yet. Therefore, we investigated causes and mechanisms of the combustion instability and surveyed the efforts of solving combustion instability in various countries for developing stable liquid propellant rocket engines.

액체산소/케로신 액체로켓엔진 입구조건 영역 사례 연구

남창호,정은환 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

액체로켓엔진의 입구조건은 엔진의 설계와 개발시험의 기준이 되는 주요 변수이다. 본 논문은 액체산소/케로신 액체로켓엔진의 입구조건 범위를 조사하여 분석하였다. 엔진의 입구에서 최소압은 엔진의 최소 유효흡입수두 (NPSH)를 확보할 수 있는 범위에서 결정되고 최대압은 추진제 가압시스템의 설계에 따라 달라진다. 온도조건은 최소한의 추진제 밀도를 확보할 수 있는 범위에서 결정되고 최대 온도는 비행중 발생하는 열 유입량에 따라 달라진다. 수집된 엔진 입구 조건 사례는 엔진에 대응되는 추진 기관 시스템의 특성을 추가 조사하여 보완되어야 한다. Definition of engine inlet conditions for liquid propellant rocket engine (LRE) is crucial to design and test for development. The inlet conditions of LOx/kerosene LRE were investigated for case study. The minimum pressure of engine inlet should be so high as to reserve the required net positive suction head(NPSH) for the engine. The propellant pressurization system will constrain the maximum pressure of engine inlet. The minimum temperature should guarantee the density requirement for the propellant. The propellant temperature shall be subjective to the heat gain during flight. The further study should cover the propulsion system design and operations corresponding to the engines studied.

가압식 불연 단일 추진제 액체 로켓의 제작 및 발사 시험

이주용,최정열 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

액체 로켓 및 발사체 이론을 바탕으로 설계된 다단 물로켓을 제작하여 비행 시험하는 과정에 대하여 기술하였다. 아울러 목표 성능을 내기 위해 고려해야할 설계과정의 중요 사항들과, 성능 향상을 위한 다단 설계 방법을 살펴보았다. 설계된 성능을 확인하기 위해서는 비행 시험이 필수적이므로, 비행시험을 위하여 필요한 경량 디지털 고도계 등의 탑재체와 삼각 측량을 이용한 고도 계측 방법, 낙하 회수 장치의 설계, 경연 방법 등에 대하여 살펴보았다. Fabrication and Flight Test procedure is described for the multi-stage water rocket designed based on the liquid rocket and launch vehicle theories. Also discussed are the design issues to be considered to achieve the target performance and the design tips for multi-stage rockets to maximize the performace. Since the flight test is a mandatory procedure to confirm the design performace, introduced are payloads equipoments such as a light weight digital altimeter, a method of visual altitude measurement, a design procedure of a parachute for the rocket recovery and the management of the competition.

액체로켓엔진 연소기의 배플 형상 설계를 위한 선형 음향 해석

조미옥(Miok Joh),김성구(Seong-Ku Kim),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5

액체로켓엔진 연소기에서 특히 횡방향 모드의 연소 불안정을 제어할 목적으로 배플 적용을 고려할 수 있다. 본 연구에서는 다양한 형상의 배플 설계안이 적용된 액체로켓엔진 연소기에 대한 3차원 선형음향 해석을 통하여 공진 주파수 및 음향 모드를 분석하였다. 선형 음향 해석에서는 실제 작동 조건에서 연소장과의 상호작용에 따른 화염 응답 특성 등을 반영할 수 없다는 한계가 있으나, 배플 적용에 따른 특정 음향 모드의 공진 주파수 및 감쇠인자비 변화 등에 대한 정성적 비교가 가능하기 때문에 배플 설계안 선정 초기 단계에서 유용한 정보를 제공할 수 있는 것으로 판단된다. Injector baffles have been found to be effective in suppressing transverse acoustic modes of combustion instability observed in liquid-propellant rocket engine thrust chambers. This study assesses the effect of baffle configurations on the acoustic modes characteristics of a liquid-propellant rocket engine thrust chamber by performing three-dimensional linear acoustic analysis. The analysis cannot reflect the interaction of the acoustic modes with the complex combustion field of operating rocket engines, however, it still can provide some useful information for conceptual baffle design since we can acquire quantitative comparison between different baffle configurations by means of resonance frequency shift and damping factor ratio change from the analysis.