한국형발사체 추진기관 엔진 지상 연소시험설비 개발

김승한(Seung-Han Kim),김지훈(Ji-Hoon Kim),이광진(Kwang-Jin Lee),조남경(Nam-Kyung Cho),한영민(Yeoung-Min Han) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5

본 논문은 액체산소와 케로신을 추진제로 하는 한국형발사체 1단 엔진의 성능평가를 위한 엔진 지상연소시험설비 개발 현황을 기술하였다. 설계 요구조건에 기반한 설계 결과를 제시하였다. 엔진 지상 연소시험설비 설계 결과는 향후 한국형발사체 75톤급 엔진 지상 연소시험설비의 상세설계 및 구축을 위한 기본 자료로 활용될 예정이다. This paper describes the development status of rocket engine test facility for the performance evaluation of liquid rocket engine of KSLV-II 1st stage. The results of design of rocket engine test facility are suggested based on the design requirements. The results of the design of rocket engine test facility will be used as base data for the detail design and construction of rocket engine ground test facility of KSLV-II 75tonf liquid rocket engine.

러시아와 우크라이나의 액체로켓엔진 개발 동향

김철웅(C.W. Kim),조원국(W.K. Cho),박순영(S.Y. Park),설우석(W.S. Seol) 한국항공우주연구원 2010 항공우주산업기술동향 Vol.8 No.2

본 논문은 케로신 액체로켓엔진에서 세계 최고의 기술력을 갖고 있는 러시아와 우크라이나의 액체로켓 엔진 개발과정 및 동향을 살펴보았다. 구소련에서는 1960년대에 closed cycle을 채택하여 엔진의 연소압과 비추력을 최대한 높이는데 주력하였다. 그러나 1990년대 이후 경제적으로 어려워지면서 새로운 엔진개발에 드는 비용을 최소화하고 있으며, 이를 위하여 유사업종의 업체 간의 합병을 진행했고, 새로운 엔진개발에 기존의 부품을 최대한 사용하거나 시험-개선과정의 합리화를 통하여 시험엔진개수와 시험횟수를 줄이고 있다. 또한 국제 협력을 통하여 우주발사체시장에서 상업용 로켓을 위한 엔진 납품을 증가시키고 있다. 더불어 3성분이나 메탄 엔진 등 차세대 엔진 개발에도 주력하여 액체로켓엔진의 선두주자로서의 지위를 유지하려는 노력이 계속되고 있다. This paper treats with the history and current trends in the developments of liquid-propellant rocket engine in Russia and Ukraine which are among world leaders in the technology of liquid rocket engine(LRE). In 1960s formerly the Soviet Union accepted the closed cycle engine for increasing the pressure in the combustion chamber and specific impulse to the maximum. However, since financially difficult times after 1990, they have decreased the cost for the development of new rocket engines. It was achieved by using existing units for new developed engines and minimizing the total number of engines and tests through the reasonable planning in the process for the experimental improvement of LRE. In addition, nowadays international cooperation in supplying LRE for commercial rocket and development of next generation LRE, such as 3 components engines and mathane engines, are proceeding.

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.

다단연소 사이클 액체로켓엔진 모드해석

조원국,남창호,하성업 항공우주시스템공학회 2023 항공우주시스템공학회지 Vol.17 No.3

Mode analysis has been performed of an upper stage liquid rocket engine. Converged operating conditions were obtained by finding balanced propellant flow rate and pressure drop once mathematical models of the components of the staged combustion cycle engine have been defined. The accuracy of this method was verified by comparison against real engine test results. The pressure drops through fuel control valves of the preburner and main combustor were obtained to control the engine combustion chamber pressure and mixture ratio to predict the turbopump operating condition and pressure drops of components for various engine operating conditions. The present results are essential to develop a rocket engine verification program, and in the future, will be used to develop the high-performance staged combustion cycle engine. 상단 액체로켓엔진에 대한 모드 해석을 수행하였다. 다단연소 사이클 엔진의 구성품에 대한 수학적 모델을 정의한 후 추진제 유량과 압력 강하에 대한 균형조건을 찾음으로써 수렴된 작동조건을 구할 수 있었다. 상기 해석 방법은 엔진 시험결과와 비교함으로써 정확성을 확인하였다. 엔진의 연소압과 혼합비를 제어하기 위한 예연소기와 주연소기의 연료 제어 밸브 차압을 구하였으며 다양한 작동 조건에서 터보펌프 작동조건과 구성품의 차압량을 예측하였다. 본 연구결과는 로켓엔진 검증프로그램 개발을 위한 필수적인 정보로서 향후 고성능 다단연소 사이클 엔진 개발에 활용될 것이다.

Comparison of Effectiveness for Performance Tuning of Liquid Rocket Engine

Cho, Won Kook,Kim, Chun Il The Society for Aerospace System Engineering 2018 International Journal of Aerospace System Engineer Vol.5 No.2

An analysis has been made on the performance variation due to pressure drop change at propellant supply pipes of liquid rocket engine. The objective is to compare the effectiveness of control variables to tune the liquid rocket engine performance. The mode analysis program has been used to estimate the engine performance for different modes which is realized by controlling the flow rate of propellant. The oxidizer of combustion chamber, the fuel of combustion chamber, the oxidizer of gas generator and the fuel of gas generator are the independent variables to control engine thrust, engine mixture ratio and temperature of gas generator product gas. The analysis program is validated by comparing with the powerpack test results. The error range of compared variables is order of 4%. After comparison of tuning effectiveness it is turned out that the pressure drop at oxidizer pipe of gas generator and pressure drop at combustion chamber fuel pipe and the pressure drop at the fuel pipe of gas generator can effectively tune the thrust of engine, mixture ratio of engine and temperature of product gas from gas generator respectively.

액체로켓엔진 연소시험설비 예비설계

김승한(Seung-Han Kim),한영민(Yeoung-Min Han) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

본 논문은 액체산소와 케로신을 추진제로 하는 액체로켓엔진의 성능평가를 위한 엔진 지상 연소시험설비 예비설계 결과를 기술하였다. 엔진 지상 연소시험설비의 설계 요구조건에 기반한 설계 규격 및 설비 구성을 제시하였다. 엔진 지상 연소시험설비 예비설계 결과는 향후 한국형발사체 75톤급 엔진 지상 연소시험설비의 상세설계 및 구축을 위한 기본 자료로 활용될 예정이다. This paper describes the results of preliminary design of rocket engine test facility for the performance evaluation of liquid rocket engine. Design specification and composition of rocket engine test facility are suggested based on the design requirements. The results of the preliminary design of rocket engine test facility will be used as base data for the detail design and construction of rocket engine ground test facility of KSLV-II 75tonf liquid rocket engine.

중국의 연구 사례를 통한 개방형 액체로켓엔진의 고장진단 기법 분석

이계림(Kyelim Lee),차지형(Jihyoung Cha),고상호(Sangho Ko) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5

본 논문은 액체로켓엔진의 건전성 감시 및 관리기법에 대한 연구 동향을 소개한다. 이를 위하여 실제 액체로켓엔진에 연구 및 적용되었던 고장진단 알고리즘을 조사하였다. 특히 한국형발사체(Korea Space Launch Vehicle Ⅱ, KSLV-Ⅱ)에 적용하기 위해 한국형발사체 로켓엔진과 같은 구조인 개방형 액체로켓엔진에 적용된 알고리즘을 조사하였다. 이러한 과정을 통해 적용된 사례들의 특징을 따로 세분화하고, 한국형발사체 로켓엔진과 비슷한 중국의 개방형 액체로켓엔진들의 고장진단 기법 특징들을 분석하였다. 나아가 2019년에 발사를 목표로 하는 한국형발사체에 적용시키기 위해 고려해야 할 사항에 대하여 토론하고자 한다. This paper deals with a survey on the recent research activities regarding health monitoring and management for liquid rocket engines. For this, we investigate the precedent techniques applied to Liquid Rocket Engine(LRE) developed. Particularly, we focus on open-cycle LRE to apply to KSLV-Ⅱ (Korea Space Launch Vehicle Ⅱ). Through this work, we subdivide health monitoring algorithms and analyze fault detection and diagnosis algorithm developed in china, since china researched open-cycle liquid rocket engine which have same cycle with KSLV-Ⅱ rocket engine. Then, we discuss some important points to be considered to the development of the KSLV-Ⅱ.

한국형발사체 엔진 지상 연소시험설비 개발

김승한(Seung-Han Kim),정용갑(Yong-Gap Chung),한영민(Yeoung-Min Han) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5

본 논문은 액체산소와 케로신을 추진제로 하는 한국형발사체 1단 엔진의 성능평가를 위한 엔진 지상 연소시험설비 개발 현황을 기술하였다. 한국형발사체 75톤급 엔진 지상 연소시험설비의 설계 요구조건에 기반한 설계 규격 및 설비 구성을 제시하였다. 엔진 지상 연소시험설비 기본설계 결과는 향후 한국형발사체 75톤급 엔진 지상 연소시험설비의 상세설계 및 구축을 위한 기본 자료로 활용될 예정이다. This paper describes the development status of rocket engine test facility for the performance evaluation of liquid rocket engine of KSLV-Ⅱ 1st stage. Design specification and composition of rocket engine test facility are suggested based on the design requirements. The results of the basic design of rocket engine test facility will be used as base data for the detail design and construction of rocket engine ground test facility of KSLV-Ⅱ 75tonf liquid rocket engine.

우주왕복선 액체로켓엔진의 밸브 고장 시뮬레이션 분석

하철수,차지형,오수헌,고상호,구자예 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4

액체로켓엔진은 다양하고 복잡한 부품들로 구성되어있으므로 안정성과 신뢰성 확보가 매우 중요하다. 따라서 액체로켓의 건전성 감시 시스템은 액체로켓의 개발에서 가장 중요한 기술 중 하나가 되었으며 최근에 개발되는 액체로켓엔진의 대부분이 재사용이 가능한 로켓엔진이므로 건전성 감시 시스템이 필수적이다. 본 연구에서는 우주왕복선 주 엔진(Space Shuttle Main Engine, SSME)의 정상상태 시뮬레이션 프로그램을 이용하여 냉각계와 추진제 공급계 밸브의 고장을 가정한 고장 시뮬레이션을 수행하였으며 각 고장 상태로부터 수반되는 영향들을 정상적으로 작동하는 상태의 결과와 비교하여 분석하였다. 본 연구 결과는 다단연소 사이클 방식의 엔진을 위한 건전성 감시 시스템 개발의 기초가 될 것으로 예상된다. Health monitoring system is considered one of the most important technologies for Liquid-propellant Rocket Engine (LRE) which strongly needs to secure the safety and reliability since the engine consists of many complex components. Recently, reusable rocket engine has become a trend in the field of developing LRE, and Health monitoring system is a mandatory system especially for the reusable rocket engine. In this paper, we conducted fault simulation, using steadystate SSME simulation program on its standard Rated Propulsion Level (RPL), by assuming severe faults on valves of its components mainly regarding the parts of cooling and supplying propellants. We analyze the concomitant effect on the rocket by each fault compared with the results under the healthy condition. We expect that the research become a foundation for developing health monitoring system of Staged-Combustion Cycle-type engines.

액체로켓엔진 탈설계 조건 시험을 위한 시험설비 운용

유병일,김홍집,한영민 항공우주시스템공학회 2020 항공우주시스템공학회지 Vol.14 No.5

A liquid rocket engine goes through many tests to prove its performance before liftoff. It means the tests for setting ignition and start-up conditions or a test on design condition, which verifies the design performance. However, the development process requires verification of performance under off-design conditions through tests involving different operating conditions, which affects the duration of engine development. The off-design performance test is performed by altering the conditions of the propellant supplied to the engine in conjunction with the engine performance test that varies the opening of the control valves in the engine. This paper is based on the results of the engine tests performed at the KSLV-II engine test facilities in the Naro Space Center and describes the operations of the test facility for off-design condition test that changes the inlet conditions of the turbo-pump due to changes in the pressure and temperature of the propellant supplied to the test engines. 액체로켓엔진은 발사 전까지 성능의 입증을 위해 많은 시험을 거친다. 점화 및 시동 조건 설정을 위한 시험이나 정격 조건에서의 성능시험을 통해 설계 성능을 검증한다. 하지만 개발과정에서 여러 작동 조건의 시험을 통해 탈설계 조건에서의 성능확인이 필요하며 이는 엔진 개발기간에 영향을 준다. 엔진 내의 제어 밸브의 개도를 변화시키는 엔진 성능 시험과 함께 엔진으로 공급되는 추진제의 조건을 변경시켜 탈설계 성능 시험을 수행한다. 본 논문에서는 나로우주센터에 설치되어 있는 한국형발사체 액체로켓 엔진 시험설비에서 수행된 엔진 시험 운용 결과를 기초로 하고 있으며, 시험 대상체에 공급되는 추진제의 압력과 온도의 변화로 터보펌프의 입구 조건을 변경시키는 탈설계 조건 성능시험을 위한 시험설비 운용에 관한 내용을 기술하였다.