7톤급 연소기용 분사기 검증을 위한 연소기 설계 및 제작

김종규(Jonggyu Kim),안규복(Kyubok Ahn),최환석(Hwanseok Choi) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5

본 연구는 7톤급 연소기용 분사기 검증을 위한 축소형 연소기의 설계 및 제작에 관한 것이다. 7톤급 연소기의 헤드부는 90개의 동축 와류형 분사기로 구성되며, 연소실은 케로신 재생냉각 일체형 연소기이다. 7톤급 연소기에 적용할 분사기로 차압 및 리세스 수를 달리한 분사기를 설계하였다. 설계된 분사기를 실물형 연소기에 적용하기 전 축소형 연소기에 먼저 적용하여 분사기 작동성 및 성능 검증을 하고자 한다. 축소형 연소기는 분사기 19개로 구성되며, 연소압력 70 bar, 총 추진제 유량은 4.3 ㎏/s, 혼합비는 2.45이다. Design and fabrication of a sub-scale thrust chamber for verification of 7 tonf-class thrust chamber injectors were described in this paper. The 7 tonf-class thrust chamber consists of mixing head with 90 coaxial swirl injectors and regeneratively combustion chamber cooled by kerosene. The coaxial swirl injectors with different pressure drop and recess number were designed for 7 tonf full-scale thrust chamber. By applying the designed injectors to the sub-scale thrust chamber before applying them to the full-scale thrust chamber, the injector performance and functioning were verified. The sub-scale thrust chamber consists of 19 injectors, has chamber pressure of 70 bar, total propellant mass flow rate of 4.3 ㎏/s, mixture ratio(O/F) of 2.45.

75톤급 액체로켓엔진 1/2.5-scale 연소기 연소시험 결과

김종규(Jonggyu Kim),한영민(Yeoung-Min Han),이광진(Kwang-Jin Lee),임병직(Byoungjik Lim),안규복(Kyubok Ahn),김문기(Munki Kim),서성현(Seonghyeon Seo),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11

75톤급 액체로켓엔진 연소기의 1/2.5-scale 연소기의 시험 결과를 기술하였다. 연소기의 연소압력은 60 bar, 추진제 유량은 약 89 kg/s 그리고 노즐 팽창비는 12이다. 연소성능 및 재생냉각 성능, 연소기의 내구성 확인을 위한 수회의 설계점 연소시험과 저압조건에서의 작동성 및 연소성능을 검증하기 위한 시험이 수행되었다. 모든 연소시험은 하드웨어의 손상 없이 성공적으로 수행되었다. 본 시험결과는 향후 75톤급 연소기의 저압 연소 조건에서의 시험 가능성을 제시하고, 설계점 조건에서의 연소 성능을 예측하는 기본 데이터로 활용될 수 있을 것이다. Combustion test results of 1/2.5-scale thrust chamber for 75tonf-class liquid rocket engine were described. The thrust chamber has chamber pressure of 60 bar, propellant mass flow rate of 89 kg/s, and nozzle expansion ratio of 12. The combustion tests were conducted to verify the combustion performance, the regenerative cooling performance and the durability of thrust chamber at design point condition, and then were performed to confirm the operation and the combustion performance at low combustion pressure condition. All the tests had been successfully executed without the damage of the hardware. These test results present a possibility of hot firing test at low combustion pressure condition, and can be used as fundamental data to predict the combustion performance at design point condition for 75 tonf thrust chamber.

로켓엔진 연소기 모델 연소실에서의 펄스건 기폭시험

강동혁(Donghyuk Kang),김문기(Munki Kim),김현준(Hyeon-Jun Kim),임병직(Byoungjik Lim),김종규(Jong-gyu Kim),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

한국형발사체 75톤급 연소기 연소 안정성 평가시험에 적용할 펄스건 용량을 결정하기 위해 비연소조건에서의 펄스건 기폭시험을 수행하였다. 본 논문에서는 7톤급 연소기 개발에서 수행되었던 펄스건 시험결과를 검토하고 75톤급 모델 연소실의 설계와 이를 이용한 펄스건 기폭시험 결과를 나타내었다. 펄스건 시험 결과로 부터 75톤급 연소기를 위한 펄스건 용량을 결정하였다. Pulse-gun ignition tests were performed in non-firing conditions to determine the gunpowder weight of the pulse-gun for combustion stability rating test of a 75 tonf-class thrust chamber for the KSLV-Ⅱ. The paper examines the results of pulse-gun tests carried out in the development of 7 tonf-class thrust chambers, and presents the design of a 75 tonf-class model combustion chamber and the results of pulse-gun ignition tests using a model combustion chamber. The gunpowder weight of the pulse-gun for a 75 tonf-class thrust chamber has been determined based on the pulse-gun tests.

한국형발사체 성능 고도화 핵심기술 검증을 위한 고압 축소형 연소기 개발

김종규(Jonggyu Kim),김성구(Seong-Ku Kim),조미옥(Miok Joh),유철성(Chulsung Ryu) 한국추진공학회 2021 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2021 No.5

한국형발사체용 연소기 성능 고도화를 위한 핵심기술을 검증하기 위해 고압 축소형 연소기를 개발하였다. 성능 고도화를 위한 핵심기술은 고압 연소기용 분사기 설계, 적층제조기법을 적용한 연소안정화 장치 개발, 고압 축소형 연소기 헤드 및 재생냉각 연소실 설계/제작 등이다. 고압 축소형 연소기 개발을 통해 핵심기술을 검증하였고, 이 기술들은 향후 대형 액체로켓엔진 연소기 개발에 활용될 예정이다. High pressure subsacle thrust chamber has been developed to verify the core technology for performance enhancement of KSLV-II. The core technologies are design of injector for high pressure combustion, development of a combustion stabilization device utilizing Additive Manufacturing technique, and design and fabrication of mixing head and regeneratively cooled combustion chamber. The core technologies which have been verified through the development of high pressure subscale thrust chamber will be used for the development of large engine liquid rocket engine thrust chamber in the future.

7톤급 연소기 헤드부 구조설계

유철성(Chulsung Ryu),이금오(Keumoh Lee),허성찬(Seongchan Heo),최환석(Hwanseok Choi) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5

7톤급 연소기 헤드부에 대한 구조설계를 수행하였다. 액체로켓엔진 연소기 헤드부는 추진제로 사용되는 산화제와 연료에 의하여 고압의 하중뿐만 아니라 추력 하중을 받기 때문에 구조적인 안정성은 매우 중요한 요소이다. 7톤급 연소기 헤드부 구조설계를 위하여 먼저 구조설계 요구조건을 설정하고, 이를 바탕으로 기본형상을 설계하였다. 구조설계에 사용된 재료는 국내에서 개발된 고강도 스테인리스강을 적용하였다. 설계된 기본형상에서 구조적으로 가장 효과적인 형상을 도출하기 위하여 총 12종류의 해석모델에 대하여 구조해석을 수행하고, 그 결과들로부터 구조적으로 가장 안정한 형상을 선정하였다. Structural design of the injector head part of a 7ton class thrust chamber was preformed. Structural stability of an injector head part is a very important factor for a thrust chamber of a liquid rocket engine because it is loaded by high pressure of liquid oxidizer and fuel in addition to thrust load. Structural design requirements were first defined to design the injector head part of the 7ton class thrust chamber and the basic configuration was designed on the basis of the design requirements. A high strength steel that has been locally developed was applied to the injector head part of the thrust chamber. A total of twelve design configurations have been analyzed to select structurally the most stable design configuration.

75톤급 액체로켓엔진 연소기의 저압 조건에서 수행된 연소안정성 시험

이광진(Kwang-Jin Lee),강동혁(Donghyuk Kang),김문기(Munki Lim),안규복(Kyubok Ahn),한영민(Yeoung-Min Han),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.5

75톤급 기술검증용 연소기의 저압 조건 연소안정성 시험이 수행되었다. 동일한 추진제 유량을 연소실에 공급하면서 분사기 수량이 감소된 연소기 헤드의 경우 연소압력 30 bar에서 자발 불안정이 발생하였으나, 분사기 수량이 증가된 연소기 헤드에서는 동일한 연소압력 조건에서 고주파 연소안정성이 유지됨을 보였다. 30 bar에서 연소안정성을 보인 연소기 헤드는 연소압력 20 bar에서 자발 불안정이 발생하여 안정성 경계 영역을 보여주었다 Combustion stability rating tests under condition low pressure of a 75-tonf liquid rocket engine(LRE) thrust chamber were carried out. Mixing head with decreased number of injectors than that of the other but with the same mass flow rate to the combustion chamber showed self-oscillation instability in chamber pressure of 30 bar. The other combustion chamber with increased number of injectors showed that high frequency combustion stability was maintained under condition of same pressure, but self-oscillation instability was generated in chamber pressure of 20 bar which can be considered as stability boundary region of this mixing head.

추력측정장치의 신뢰도 향상 방안에 관한 연구

강동혁(Donghyuk Kang),주성민(Seongmin Joo),김종규(Jong-gyu Kim),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5

추력은 연소기 개발시험 시 연소 성능을 확인하기 위한 매우 중요한 항목이다. 따라서 정확한 추력을 측정하는 것은 매우 중요하다. 정확한 추력을 측정하기 위해 추력측정장치 시스템 특성, 저항 및 선형성 등을 파악하기 위해 단계적으로 교정 시험을 수행하였다. 추력 교정식으로 산출된 추력과 이론 추력과 비교하여 약 6.9%~8.6%의 오차를 확인하였고, 연소기의 정확한 추력을 측정하기 위해서는 추진제 배관이 연결된 상태에서의 교정이 필요함을 확인하였다. Thrust is one of the crucial performance parameter of a combustion chamber in the combustion chamber development test. So it is very important to measure an accurate thrust. Thrust calibration test was performed to identify the system characteristics, resistance and linearity of a vertical thrust measurement system(TMS) for accurate thrust measurement. It has been found 6.9% ~ 8.6% errors between the measured thrust by TMS calibration equations and theoretical thrust. It has been confirmed that the TMS calibration is necessary to be performed with the propellant lines connected to the combustion chamber for accurate thrust measurement.

75톤급 액체로켓엔진 연소기의 기술검증 시제 제작

이광진(Kwang-Jin Lee),김종규(Jong-Gyu Kim),임병직(ByoungJik Lim),서성현(Seonghyeon Seo),한영민(Yeoung-Min Han),유철성(Chul-Sung Ryu),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11

30톤급 액체로켓엔진 연소기 개발 기술을 바탕으로 75톤급 기술검증용 연소기 시제품을 제작하였다. 시제품 제작에서 검증하고자 하였던 일부 기계가공 공정 및 접합 기술들은 75톤급 연소기에서도 동일하게 적용할 수 있음을 확인하였다. 새롭게 설계된 연소기 헤드부는 새로운 공정을 적용하여 제작하였다. 기술검증용 시제품을 통해 확립된 공정 및 기술들은 대형 액체로켓엔진 연소기 제작 기술의 신뢰성을 향상 시킬 것이다. Technology demonstration models(TDM) of a 75-tonf liquid rocket engine(LRE) thrust chamber were manufactured on the basis of development technologies of 30-tonf LRE. It was confirmed that some machining and welding technologies which were aimed to be verified through the manufacturing of demonstration models could be applied to the thrust chamber 75-tonf-class. New designed mixing head part was manufactured by means of new process. The manufacturing process and technologies established through TDM"s will improve the reliability of manufacturing process of large LRE thrust chamber.

고압 축소형 연소기의 점화시퀀스와 동영상 동기화 분석

제원주(Wonju Je),김현준(Hyeon-Jun Kim),김종규(Jong-Gyu Kim),유철성(Chul-sung Ryu) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2020 No.11

고압 축소형 연소기를 설계/제작하여 연소기 시험설비에서 연소시험을 통해 연소성능을 평가하였다. 본 연구에서는 고압 축소형 연소기의 점화 시퀀스를 분석하기 위해 동영상 이미지와 압력 신호를 동기화하기 위해 개발된 시험 영상 동기화 분석 기법을 사용하였다. 분석 결과 본 연구에서 사용된 방식이 고압축소형 연소기의 점화시퀀스를 분석하는데 유용함을 보여주었다. The high pressure subscale thrust chamber was designed, manufactured and the combustion performance was evaluated by hot-firing test in combustion chamber test facility. In this study, the test image synchronization analysis technique, which was developed to synchronize video image with pressure signal was applied to analyze ignition sequence of high pressure subscale thrust chamber, . The analysis result showed that the method used in this study is useful to analyze and confirm the ignition sequence of the high pressure subscale thrust chamber.

Bodner-Partom 점소성 모델을 이용한 액체로켓 연소기 재생냉각 채널 구조해석

류철성,백운봉,최환석 한국추진공학회 2006 한국추진공학회지 Vol.10 No.4

Elastic-viscoplastic structural analysis has been performed for regenerative cooling chamber of liquid rocket thrust chamber using Bodner-Partom visco-plastic model. Strain rate test was conducted for a copper alloy at various temperatures in order to get material constants of visco-plastic model used in the structural analysis. Material constants of visco-plastic model were obtained from strain rate test results and visco-plsstic model was incorporated into finite element program, Marc, by means of a user subroutine. The structural analysis results indicated that the deformation of cooling channel is mostly caused by thermal loading rather than pressure loading and confirmed structural stability of the cooling channel under the operating condition. Bodner-Partom 점소성 모델을 이용하여 액체로켓 연소기 재생냉각 챔버의 구조해석을 수행하였다. 구조해석에 사용한 점소성 모델의 재료상수를 구하기 위하여 구리합금에 대하여 변형률 속도를 변화시켜 인장시험을 상온 및 고온에서 수행하였다. 점소성 모델은 상용유한요소 해석 프로그램인 Marc의 사용자 서브루틴을 이용하여 구현하였다. 구조해석 결과 냉각 채널은 압력에 의한 하중보다 열하중에 의하여 대부분의 변형이 발생하며 연소기의 작동조건에서 냉각 채널의 구조적인 안정성 여부를 확인할 수 있었다.