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액체로켓엔진 연소기 연소안정성 평가시험
안규복, 김종규, 최환석, Ahn. Kyubok, Kim. Jong-Gyu, Choi. Hwan-Seok 한국추진공학회 한국추진공학회지 7 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2014, Vol.18 No.2 60-66 (7 pages)
액체로켓엔진 연소기의 연소안정성을 평가하기 위한 방법으로 연소 시 외부 교란을 공급하여 안정성 특성을 확인하는 방법이 사용된다. 본 논문에서는 연소기의 연소안정성 평가시험을 위한 펄스건 기폭시험에 대한 연구를 수행하였다. 비연소조건에서 펄스건 기폭시험을 수행하여 압력파의 강도를 확인함으로써 펄스건의 장약량을 결정하였다. 동일한 연소기 헤드에서 펄스건이 적용되지 않은 14번의 연소시험 동안 연소불안정이 나타나지 않았지만, 펄스건이 적용된 두 번의 탈설계점 조건에서는 연소불안정 현상이 발생하였다.... -
연소기 연소시험설비 고압가스 공급시스템 설계
정용갑, 조남경, 한영민, Chung. Yonggahp, Cho. Namkyung, Han. Yeoungmin 한국추진공학회 한국추진공학회지 6 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2014, Vol.18 No.1 85-90 (6 pages)
액체 추진 엔진 개발을 위해서는 서브시스템인 연소기 개발이 선행되어야 하고 설계 및 제작된 연소기의 성능 검증은 연소기 연소시험설비(CCTF)에서 수행된다. 연소기 연소시험설비는 로켓 엔진의 연소기를 개발하기 위한 시험 설비로 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 케로신(Kerosene)을 사용한다. 이러한 추진제는 질소가스를 사용하여 고압으로 추진제 런탱크를 가압하여 연소실로 공급하게 된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기 연소시험설비에 대한 상세설계가 수행되었으며, 본 논문에서는 고압가스... -
산화제 과잉 예연소기 설계점 운영 특성
문일윤, 문인상, 강상훈, 하성업, 이수용, Moon. Ilyoon, Moon. Insang, Kang. Sang Hun, Ha. Seong-Up, Lee. Soo Young 한국추진공학회 한국추진공학회지 8 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2013, Vol.17 No.4 81-88 (8 pages)
케로신과 액체산소를 추진제로 하는 다단연소방식 액체엔진용 산화제 과잉 예연소기를 설계하여 설계점에서 연소시험을 수행하였다. 설계된 산화제 과잉 예연소기는 산화제 일부와 연료를 혼합헤드를 통해 연소실에 공급하여 연소시키고 나머지 산화제를 연소실 재생냉각채널을 거쳐 연소실 중앙의 분사공을 통해 연소실로 주입하여 기화시키는 형태로 최종적으로 연소압 20 MPa, 혼합비 60에서 작동한다. 혼합헤드에는 단일 와류형 분사기를 벌집형태로 배열하였으며 가스 온도 균일성 향상과 연소 안정성 향상을 위한 혼합링과... -
액체로켓엔진 연소기 열차폐코팅 내구성 시험 기술동향
이금오, 유철성, 임병직, 최환석, Lee. Keum-Oh, Ryu. Chul-Sung, Lim. Byoung-Jik, Choi. Hwan-Seok 한국추진공학회 한국추진공학회지 13 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2013, Vol.17 No.1 103-115 (13 pages)
액체로켓 연소기에 사용되는 열차폐코팅(TBC)의 내구성 시험 기술동향을 조사하였다. 표면 접합력 측정을 위한 기계적 시험, 레이저나 가열로, 버너나 플라즈마 등을 이용한 열피로 시험, 분사기를 이용한 소형 연소시험, 열적 기계적 피로시험 등의 많은 내구성 시험들이 있었다. 연소기에 사용하기 위해 이러한 시편 수준의 시험을 통해 내구성이 확보된 TBC를 결정할 수 있으며, 실제 연소시험을 통해 내구성을 검증할 수 있다. -
연소기 연소시험 설비 연료 공급 시스템 해석
정용갑, 이광진, 조남경, 한영민, Chung. Yong-Gahp, Lee. Kwang-Jin, Cho. Nam-Kyung, Han. Yeoung-Min 한국추진공학회 한국추진공학회지 6 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2012, Vol.16 No.4 87-92 (6 pages)
우주발사체 추진기관은 일반적으로 산화제와 연료를 연소실로 공급하여 추진력을 얻게 된다. 개발중에 있는 한국형 발사체(KSLV-II) 2단 엔진의 경우 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 JET-A1이 사용될 예정이다. 터보펌프 공급방식인 2단 엔진의 주요 구성은 연소기와 터보펌프, 엔진공급시스템 등으로 구성되어 있다. 액체 추진 엔진 개발을 위해서는 서브시스템인 연소기 개발이 선행되어야 하고 설계 및 제작된 연소기의 성능 검증은 연소기 연소시험설비(CCTF)에서 수행된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기... -
연소기 연소시험설비 산화제 공급시스템 해석
정용갑, 조남경, 한영민, Chun. Yonggahp, Cho. Namkyung, Han. Yeoung-Min 한국추진공학회 한국추진공학회지 6 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2012, Vol.16 No.6 92-97 (6 pages)
발사체의 추진기관은 일반적으로 산화제와 연료를 연소실로 공급하여 추진력을 얻게 된다. 개발 중에 있는 한국형 발사체(KSLV-II) 2단 엔진의 경우 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 JET-A1이 사용될 예정이다. 터보펌프 공급방식인 2단 엔진의 주요 구성은 연소기와 터보펌프, 엔진공급시스템 등으로 구성되어 있다. 액체 추진 엔진 개발을 위해서는 서브시스템인 연소기 개발이 선행되어야 하고 설계 및 제작된 연소기의 성능 검증은 연소기 연소시험설비(CCTF)에서 수행된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기... -
75톤급 재생냉각 연소기 기술검증시제 연료 수류시험 및 차압 해석
안규복, 김종규, 임병직, 김문기, 강동혁, 김성구, 최환석, Ahn. Kyubok, Kim. Jong-Gyu, Lim. Byoungjik, Kim. Munki, Kang. Donghyuk, Kim. Seong-Ku, Choi. Hwan-Seok 한국추진공학회 한국추진공학회지 6 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2012, Vol.16 No.6 56-61 (6 pages)
한국형발사체 1단에 사용될 75톤급 액체로켓엔진 연소기의 기술검증시제를 설계, 제작하여 연료 수류시험을 수행하였다. 가압압력을 조절하여 연료 유량을 변경함으로써 주어진 유량에서 발생하는 연소기 재생냉각 채널에서의 압력 손실을 측정하였다. 연소실 각 부에서의 압력 손실을 측정할 수 있었으며, 상당량의 압력 손실이 유속이 강한 연소실 노즐목부에서 발생함을 확인하였다. 주어진 연료 수류시험 조건에서 수력학 해석을 통하여 수력학 해석 방법의 정확도를 검증할 수 있었다. -
75톤급 액체로켓엔진 연소기의 저압 조건에서 수행된 연소안정성 시험
이광진, 강동혁, 김문기, 안규복, 한영민, 최환석, Lee. Kwang-Jin, Kang. Dong-Hyuk, Kim. Mun-Ki, Ahn. Kyu-Bok, Han. Yeoung-Min, Choi. Hwan-Seok 한국추진공학회 한국추진공학회지 9 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2010, Vol.14 No.5 92-100 (9 pages)
75톤급 기술검증용 연소기의 연소안정성 시험이 저압 조건에서 수행되었다. 이 시험에 사용된 두 개의 연소기 헤드 중 하나는 631개의 분사기를 가지며, 다른 하나는 721개의 분사기를 가진다. 631개의 분사기를 갖는 연소기 헤드는 연소압력 30 bar에서 자발 불안정이 발생하였고 721개의 분사기를 갖는 연소기 헤드는 동일한 연소압력과 동일한 유량 조건에서 고주파 연소안정성이 유지됨을 보였다. 그러나 721개의 분사기를 갖는 연소기 헤드는 연소압력 20 bar에서 자발 불안정이 발생하였고 이러한 결과로부터 연소기 헤드의 형상은... -
터보펌프-가스발생기 연계시험의 모드 변환 중간 작동점 분석
남창호, 김승한, 박순영, 김철웅, Nam. Chang-Ho, Kim. Seung-Han, Park. Soon-Young, Kim. Cheul-Woong 한국추진공학회 한국추진공학회지 8 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2009, Vol.13 No.1 43-50 (8 pages)
터보펌프-가스발생기 연계시험에서 작동점 변경을 위해 거치는 중간 작동점의 특성을 시스템 모사 프로그램으로 검토하였다. 중간 작동점에서 펌프 토출압, 가스발생기 혼합비, 가스발생기 온도, 가스발생기 압력 등의 변수를 안전한 시험기 운용을 고려하여 검토하였다. 터보펌프-가스발생기 연계시험기와 엔진시스템을 비교한 결과 중간 작동점이 차이는 작지만 서로 다르고 이는 엔진 시스템에서 연소기 유량에 따른 연소압 변화가 발생하기 때문이다. 연소기 배관의 밸브 변경을 우선할 때 중간 작동점이 보다 안전한 영역에... -
액체로켓 엔진용 고압 연소기의 연소시험
서성현, 한영민, 문일윤, 이광진, 김종규, 임병직, 안규복, 최환석, Seo. Seong-Hyeon, Han. Yeoung-Min, Moon. Il-Yoon, Lee. Kwang-Jin, Kim. Jong-Kyu, Lim. Byung-Jik, Ahn. 한국추진공학회 한국추진공학회지 7 Pages
한국추진공학회 한국추진공학회지 2006, Vol.10 No.4 40-46 (7 pages)
저궤도 위성 발사체에 적용 가능한 추력 30 tonf급의 연소기가 설계/제작되어 전반적인 연소 시험이 이루어졌다 터보 펌프식 개방형 사이클에 적용 가능한 재생냉각형으로 제작된 본 연소기는 초기 연소성능 및 기능 검증을 위해 내열재 방식의 연소실을 이용하여 연소 시험을 수행하였다. 설계 조건을 중심으로 넓은 작동 구간에서 본 연소기는 안정된 연소 특성을 보였다. 연소기의 물리적 손상 또한 발생하지 않았으며, 만족할 만한 기능적 특성을 나타내었다. 연소기의 성능은 연소 효율이 95%, 그리고 지상 비추력이 254초로 초기...