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문윤완 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.11
시스템 개발 시 유용한 위험 분석 기법을 액체로켓엔진시스템 개발에 적용하였다. 위험 분석 기법은 약 50여종이 있으며 이는 예산, 일정, 기술 개발 등 총괄적으로 사용된다. 액체로켓엔진 개발 시에도 동일한 방법이 사용되며 각각의 기법은 개발 시 발생할 수 있는 위험에 대해 상당히 많은 양의 정보를 제공한다. 본 연구에서는 모든 기법을 다루지 않고 액체로켓엔진시스템 개발에 필요한 기술적인 것에 초점을 맞춰 위험 분석 기법을 소개하고 적용하였다. 그에 따라 하향식 방법인 Preliminary Hazard Analysis와 상향식 방법인 Failure Modes and Effects analysis를 소개하고 분석하였다. Risk analysis methodologies are useful for developing system and several methodologies are adapted to development of liquid rocket engine system. Risk analysis methodologies are almost 50 types, which are used to financial, schedule or plan, and development of technology. During developing liquid rocket engine the same methodologies are used and each methodology provides huge conceivable risk information for developer including designer, manager etc. In this study some needed methodologies were introduced and adapted to risk analysis of liquid rocket engine system. Therefore preliminary hazards analysis, top-down type, and failure mode and effect analysis, bottom-up type were introduced and adapted.
한국형발사체 상단용 7톤급 엔진 파워팩 시험을 위한 시동 기체 용량 연구
문윤완,박순영,이은석 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11
한국형발사체 상단(3단)에 장착될 액체추진제로켓엔진은 진공 추력 7톤급의 터보펌프 방식의 가스발생기 싸이클이다. 이러한 액체추진제로켓엔진을 시동하기 위해서는 다양한 방법이 사용될 수 있으며, 그중한국형발사체 상단에 쓰일 엔진은 고체추진제로 시동을 하는 방식을 선택하였다. 고체추진제로 시동하는 방식은 인터페이스의 감소와 에너지 수준이 높은 고온, 고압의 연소가스로 터빈을 구동하기 때문에 매우 빠른 시간내에 엔진을 시동할 수 있는 장점이 있다. 하지만 파워팩 등의 시스템 개발 시험에서는 파이로시동기가 1회용이므로 시험 시 매번 재장착해야 하는 문제가 있다. 이것은 시험준비 시간의 증가 요인으로 작용할 수 있으므로 적절한 대체방안이 필요하다. 파이로시동기를 대체할 수 있는 다양한 시동가스를 선정하고 그에 따른 용량을 살펴보았고 수소기체가 최적임을 알 수 있었다. A liquid propellant rocket engine installed KSLV-Ⅱ 3rd stage is a turbopump-fed, gas generator cycle and 7 tonf as vacuum thrust. To start up such a liquid propellant rocket engine several startup methods are adopted. KSLV-Ⅱ 7 tonf upper stage engine adopted solid propellant gas generator(SPGG) as startup method. A startup method with SPGG is simple for interface and achieves rapid startup of engine. However due to expendability of SPGG grain there is some difficulty in testing engine system like a powerpack during developing engine system. Therefore several working fluids are investigated for replacement of pyrostarter from the viewpoint of capacity and it was known that hydrogen gas is proper for pyrostarter.
30톤급 터보펌프-가스발생기 연계시험에서 예냉 절차 연구
문윤완(Yoonwan Moon),남창호(Chang-Ho Nam),김승한(Seung-Han Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5
30톤급 터보펌프-가스발생기 연계시험에서 예냉 절차에 대해 분석을 수행하였다. 예냉은 극저온 추진제를 사용하는 액체로켓엔진에서는 시험 전 반드시 수행하여야 하는 절차이다. 예냉을 통해 시험기, 특히 극저온 펌프의 온도를 극저온으로 낮춰 펌프의 공동화 현상, 베어링 부의 파손, 기포에 의한 연소 불안정성의 가능성을 사전에 제거한다. 30톤급 터보펌프-가스발생기 연계시험을 통해 수집한 자료를 분석함으로서 한국형발사체 엔진 개발 시험 시 유용한 자료로 사용하고자 연구를 수행하였으며, 각 주요 부위의 온도, 예냉 수행 시간 등을 파악하였다. An analysis of chill-down process was performed for 30 tonf Turbopump-Gas generator coupled tests. The chill-down process must be fulfilled before liquid rocket engine test using cryogenic propellant. Cavitation, damage and/or combustion instability due to bubble of propellant must be eliminated by chill-down process in a test specimen, especially cryogenic pump. The analysis of test data obtained by 30 tonf TP-GG coupled tests was performed in order to be based on the test process of KSLV-Ⅱ liquid propellant rocket engine which will be developed. To macroscopically understand the process of chill-down from the viewpoint of test procedure the temperatures of important part and total time of chill-down process were analyzed.