산화제 과잉 예연소기 설계점 운영 특성

문일윤(Ilyoon Moon),문인상(Insang Moon),강상훈(Sang Hun Kang),하성업(Seong-Up Ha),이수용(Soo Yong Lee) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11

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 ㎫, 혼합비 60에서 작동한다. 혼합헤드에는 단일 와류형 분사기를 벌집형태로 배열하였으며 가스 온도 균일성 향상과 연소안정성 향상을 위한 혼합링과 터빈까지의 배관을 고려한 노즐을 장착하였다. 설계점 연소시험에서 산화제 과잉 예연소기는 실제 다단연소 로켓엔진에 사용되고 있는 산화제 과잉 예연소기 수준의 높은 연소 안정성과 생성가스의 균일한 온도분포를 보였다. It was designed and tested at the design point that an oxidizer rich preburner for a staged combustion liquid rocket engine propelled by kerosene and LOx. The oxidizer rich preburner was designed as some of LOx injected from the mixing head was burned with kerosene and the rest of LOx injected from injection holes in the regenerative cooling chamber was vaporized by combustion gas. The preburner is operated at OF ratio of 60 and combustion pressure of 20 ㎫. The Preburner has a honey-comb type mixing head with simplex swirl injectors, a turbulence ring improving combustion stability and uniformity of product gas temperature distribution, and a nozzle simulating the duct. With the combustion test results at the design point, the oxidizer rich preburner showed high combustion stability and uniformity of product gas temperature distribution that is equivalent with similar level of an actual used oxidizer rich preburners in stage combustion liquid rocket engines.

산화제 과잉 예연소기 점화특성

문일윤(Ilyoon Moon),문인상(Insang Moon),홍문근(Moongeun Hong),강상훈(Sang Hun Kang),유재한(Jaehan Yoo),하성업(Seong-Up Ha),이선미(Seon-Mi Lee),이수용(Soo Young Lee) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5

케로신과 액체산소를 추진제로 하는 다단연소 사이클 액체엔진용 산화제 과잉 예연소기를 설계하여 점화시험을 수행하였다. 산화제 과잉 예연소기는 혼합비 60, 20 ㎫의 연소압에서 작동하도록 설계되었다. 가압식 연소시험설비에서 안정적 점화를 위해 점화초기 추진제 유량을 변화시켜 점화특성을 비교하였다. 시험결과 점화초기 추진제 공급유량이 많을수록 점화지연시간이 짧아졌으며 점화강도도 높아졌다. 연소실 재생냉각채널 내의 산화제 온도 측정을 통해 점화 시 연소가스가 재생냉각채널로 유입됨을 확인할 수 있었다. 점화 시 발생한 연소가스가 재생냉각채널로 유입되어 재생냉각채널 내산화제 온도를 상승시켜 산화제 공급이 줄어들게 되어 점화지연을 야기한다. 추진제 공급유량이 많을 경우 재생냉각채널 내 산화제가 빠르게 냉각되어 연소실로 원활히 공급되면서 점화지연시간이 짧아진다. It was designed and tested ignition that an oxidizer rich preburner for a staged combustion cycle liquid rocket engine propelled by kerosene and LOx. Operation conditions of the preburner are about 60 of OF ratio and 20 ㎫ of combustion pressure. Ignition characteristics were compared by propellants flowrate. As the results, the higher propellants flowrate, the shorter the ignition delay time and the higher ignition stiffness. The ignition delay time was affected by incoming the oxidizer flowrate through the refrigerative cooling channels. The oxidizer flowrate from the cooling channels decreased by inflow of combustion gas during initial ignition. The oxidizer flowrate of the cooling channels increases, it is rapid recovery by cooling effect, eventually the ignition delay time decreases.

산화제 과잉 예연소기 설계점 운영 특성

문일윤(Ilyoon Moon),문인상(Insang Moon),강상훈(Sang Hun Kang),하성업(Seong-Up Ha),이수용(Soo Young Lee) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회지 Vol.17 No.4

산화제 과잉 예연소기 점화시험 (Ⅱ)

문일윤(Ilyoon Moon),문인상(Insang Moon),유재한(Jaehan Yoo),성선모(Seon-Mo Seong),이수용(Soo Young Lee) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11

실물형 연소기의 점화시험

문일윤(Ilyoon Moon),김승한(SeungHan Kim),김종규(Jonggyu Kim),임병직(Byoungjik Lim),이광진(Kwangjin Lee),김인태(Intae Kim) 한국추진공학회 2005 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2005 No.4

액체로켓엔진 액체산소 고압 배관부 기본설계

문일윤(Ilyoon Moon),유재한(Jaehan Yoo),문인상(Insang Moon) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11

터보펌프방식 액체로켓엔진 개발의 일환으로 터보펌프 출구로부터 연소기와 가스발생기의 산화제 밸브에 이르는 액체산소 고압 배관부 기술개발모델(TDM)에 대한 기본설계를 수행하였다. 액체산소 고압 배관부는 직관, 곡관, 벨로우즈, 분기구, 오리피스, 플랜지 및 단열재로 구성되어 있다. 작동 환경, 무게, 제작성을 고려하여 소재를 선정하였다. 요구 유량과 차압 조건을 고려하여 유동해석을 통해 각 구성품의 크기와 위치를 선정하였다. 작동 온도와 최대 예상 작동 압력을 고려하여 각 구성품에 대한 기본 설계를 수행하였으며 구조해석을 통해 안전율을 평가하였다. A basic design for a Technical Development Model (TDM) of liquid oxygen lines from the turbopump exit to the oxidizer valves of the combustion chamber and the gas generator was conducted to develop a turbopump-fed liquid rocket engine. The TDM is composed of straight lines, elbows, bellows, a branch, an orifice, flanges and a heat insulator. Materials were determined by consideration of operation conditions, weight constraint and manufacturing procedures. The size and the location of each component were determined by flow analysis of the required flowrate and the pressure loss. Basic designs of the components were conducted by consideration of the operating temperature and the maximum expectation operating pressure. The safety factors were evaluated by structural analysis of design of each component.

다단연소사이클 엔진 시동절차 연구

문인상(Moon, Insang),문일윤(Moon, IlYoon),하성업(Ha, Seung-Up) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5

액체로켓엔진은 운용되는 압력이 높고 시간당 소모되는 추진제의 매우 높기 때문에 시동 시에 각별한 주의가 요구 된다. 액체로켓 중에서 수소엔진과 케로신엔진은 같은 다단연소사이클을 채택하고 있어도 추진제 특성의 차이로 인해 시동방법에 매우 큰 차이가 있고 케로신엔진이라 하더라도 엔진의 구조에 따라 다른 시동방법을 사용한다. 다단연소사이클 엔진의 효시라고 할 수 있는 NK-33엔진은 시동터빈과 파이로스타터를 사용하였으며 RD-8은 시동터빈과 헬륨스타터를 사용하였다. 반면에 가장 현대적인 엔진이라 할 수 있는 RD-170 시리즈엔진에는 시동터빈을 제거하고 엔진 시동을 터빈부터 시작하는 것이 아닌 예연소기부터 시작하는 것으로 매우 큰 변화가 있었다. 그럼에도 불구하고 무거운 파이로스타터를 사용하며 연령이 가장 오래된 NK-33의 추력 대 중량비가 가장 우수하다는 것은 아이러니하다고 할 수 있겠다. It requires meticulous attention to determine a starting sequence of a liquid rocket because the combustion pressure and propellant consumption ratio are very high. The starting sequences are very much different. for hydrogen and kerosene engines. Even the sequences are diverse depending on the engine characteristics. NK-33 uses a starting turbine and pyrostater while RD-8 adopt a starting turbine and helium starter. These two engines start turbine first and then preburner. The most modern engine, RD-180 does not employ a starting turbine and starts the preburner prior to the turbine. Thus the most modernized starting process is probably to ignite preburner first. However ironically, the NK-33 that uses heavy pyrostarter and ages most has the best thrust-weight ratio of 125.

액체로켓엔진 재시동 개념 연구

문인상(Moon, Insang),문일윤(Moon, IlYoon),하성업(Ha, Seung-Up) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12

재시동 가능한 엔진을 사용하여 발사체를 구성하게 되면 궤도전이 시 발사체 구성을 1단 줄일 수 있기 때문에 임무설계측면에서 많은 장점이 있다. 그러나 로켓엔진의 재시동은 완전히 무인으로 이루어져야하기 때문에 각각의 컴포넌트 뿐 아니라 전제적인 시스템 측면에서 매우 높은 신뢰도가 필요하다. 그리고 과거에는 궤조도정 혹은 궤도전이를 위해서만 재시동이 필요했으나 최근 Space X사의 Grasshopper 프로그램을 보면 엔진의 회수를 위해서 엔진을 재시동하는 모습이 동영상으로 공개되었다. 따라서 엔진의 재시동 능력은 발사비용 절감이라는 측면에서도 요구되는 날이 올 수도 있을 것이다. If an LRE (liquid rocket engine) has a capability of restarting or multi-starting, it can eliminate one or more stages of the launch vehicle. Thus the launch vehicle can be lighter and/or transfer more payload to the orbit. However, a restarting sequence of the LRE is fully autonomous. Therefore it requires very high reliabilities for both of the components and the system. In past time, a restarting capability was required only for orbit transfer or orbit adjustment, however recently Space X announced Grasshopper program in which an LRE is required for restarting capability to recover the engines. Therefore one day, restarting may required to reduce the launch cost.

단일분사기 예연소기-연소기 연계시험 연소특성 연구

문인상(Moon, Insang),문일윤(Moon, IlYoon),하성업(Ha, Seung-Up) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5

다단연소사이클 엔진을 개발하기 위한 단계로서 단일분사기 예연소기와 단일분사기 연소기를 개발하여 두 시험기 간의 연계시험을 실시하였다. 단일 분사기 연소기에는 매우 적은 양의 유량만이 사용되므로 RD-8 형 예연소기를 사용하지 못하고 RD-180 예연소기와 유사한 예연소기를 개발하였다. 시험장 사정으로 인하여 연소시험은 1회 실시되었으며 연소시험 중 냉각수가 충분히 공급되지 못하여 노즐냉각으로 인하여 노즐에 손상이 생겼다. 그럼에도 불구하고 연소실에는 아무런 영향이 없었으며 동압도 매우 안정적으로 나타났다. 이는 오히려 개발된 연소기가 매우 안정적이라는 것을 반증한다고 하겠다. 노즐의 손상에도 불구하고 약 5초간 안정된 연소가 이루어졌으며 이 기간에 습득한 자료를 통해 분사기의 주파수 튜닝은 매우 적절하게 설계되었음을 알 수 있었다. 그러므로 이 분사기를 사용하여 실물형 연소기를 제작하는데 아무런 문제가 없을 것으로 판단된다. In the course of developing a staged combustion cycle liquid rocket engine, an uni-element preburner and an uni-element combustion chamber were developed. Because very small amount of GOx is needed by the combustion chamber, it was concludeed that RD-8 type preburner was not appropriate for the integration tests. Therefore RD-170 type injector was newly developed and adapted for a new preburner. The tests started with several hydraulic tests and ended up with a hot firing test. The hot firing test was performed just once due to the test facility condition. To make a thing worse, not enough cooling water was supplied during the test only to destroy the nozzle of the combustion chamber. However beforel the nozzle failed, the combustion chamber showed no problem and even after the nozzle was melt down, no harm was found at the combustion chamber. The combustion was lasted for 5 sec showing very stable burning. The data gained in this period showed that the injector was well tuned with 1T mode and it would be no problem to make a real size combustion chamber with the injector.

CEA를 이용한 다단연소사이클 및 가스발생기 사이클 LRE 배출가스 성분 분석

문인상(Moon, Insang),문일윤(Moon, Ilyoon),이수용(Lee, SooYong) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

최근 환경문제가 대두되고 정부에서 장려하는 녹색성장에 입각하여 비교적 저공해 발사체로 인정받고 있는 케로신-액체산소를 추진제로 하는 가스발생기 사이클 엔진과 다단연소사이클 엔진의 배출가스 양과 성분을 비교예측 하여보았다. 이를 위해 8톤급의 가스발생기 사이클 엔진과 다단연소사이클 엔진의 규격을 결정한뒤 배출되는 가스의 성분과 양을 CEA를 통해 분석하여 보았다. 결과적으로 전반적으로 효율이 높은 다단연소사이클 엔진에서 모든 부분에서 발생가스의 양이 적었다. 가스발생기 사이클 엔진에서 압도적으로 많이 발생하는 그래파이트 성분은 대기의 산소와 반응하여 2차 연소를 통해 부가적 오염물질을 유발할 가능성을 확인하였다. Recently environmental issue is more and more emphasized and "Green Growth" became on of the key words of this Government. Based on this trend, the exhaust gases out of the gas generator cycle and the staged combustion cycle LRE whose propellants are kerosene and LOx were compared. For this purse, 8 tonf class of each cycle engine was designed and the amount and the components of the gases were investigated by using CEA. As expected, the staged combustion cycle engine generates less pollutants than the other cycle. In addition, the graphite that is generated by the gas generator can be reacted with the oxygen in the atmosphere creating additional pollutants.