극저온 연료 메탄 특징 고찰

문인상(Moon, Insang) 한국항공우주학회 2023 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2023 No.6

가스발생기 후연소 액체로켓엔진 개념설계 소프트웨어 개발

문인상(Insang Moon),신지철(Ji Chul Shin),문일윤(Il Yoon Moon) 한국항공우주학회 2008 韓國航空宇宙學會誌 Vol.36 No.11

가스발생기 후연소 액체로켓엔진의 특징을 설명하고 이를 모사할 수 있는 프로그램을 작성하였다. 프로그램은 Matlab를 사용하여 작성되었으며 GUI환경을 갖추고 있기 때문에 특별히 사용방법을 익히지 않고 바로 사용할 수 있다는 장점을 가지고 있다. 작성된 프로그램의 검증을 위해서 선진국 엔진과 비교하였으며 대부분 1% 이내의 오차로 비교적 실제 엔진과 가깝게 모사할 수 있는 것을 확인하였다. 다만 압력부분에서 많은 오차를 보이고 있는데 이는 실제 엔진보다 공급시스템에 차압이 낮게 주어졌기 때문으로 판단된다. A program that can simulate gas generator after burning liquid rocket engines was developed along with presenting the characteristics of the engines. The program was written in Matlab and used GUI interface so that many users can use it without any difficulties. The results of the program was compared with the real engine which was developed by the LRE advanced country. Most of the parameters concurred within 1% error expect for the pressure at the turbopump. The reasons of the large differences were supposed that pressure decreases at the schematics were smaller than that of the real engines.

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.

1단용 액체로켓엔진과 발사체 운송 능력과의 관련성 연구

문인상(Moon Insang),문일윤(Moon Ilyoon) 한국항공우주연구원 2007 항공우주기술 Vol.6 No.2

최초의 인공위성이 발사에 성공해 LEO에 투입된 이래 발사체와 더불어 로켓엔진의 성능은 비약적으로 향상되었다. 최초의 인공위성인 스푸트닉 1호는 단지 182 파운드(83㎏)의 배구공만한 크기였으나 지금의 인공위성은 10톤을 훌쩍 넘는 것도 있으며 러시아의 프로톤 발사체의 경우에는 임무에 따라 22 톤까지의 위성을 궤도에 투입시킬 수 있다. 이렇듯 시간이 흐르면서 발사체의 성능이 향상되고 그에 따라 보다 높은 성능의 엔진이 요구되어왔지만, 로켓엔진은 언제나 보다 크고 커다란 추력을 내는 방향으로만 그 개발이 진행된 것은 아니었다. 80년대 이후 상업적 로켓이 등장하면서 보다 효율적으로 주어진 임무를 달성할 수 있는 경제적인 로켓의 개발이 또 하나의 주류를 이룬 것이다. 이 연구에서는 발사체의 성능과 엔진과의 상관관계를 연구하여 보다 효율적이며 경제적인 엔진 개발의 참고 자료로 활용하고자 작성되었다. Since the successful launch of Sputnik 1, a rocket engine was evolved rapidly. The first artificial satellite Sputnik has only 182 lb mass with a size of a basket ball, a modem artificial satellite is over 10 tons. As the size and the mass of an artificial satellite increases, the stronger launch vehicles are required. However, the story is different in the field of the rocket engine development. In the early to mid age of the space race, rocket engine study was focused on the stronger and bigger engine development, but from the 80's the tide has changed. A rocket engine must be strong and also economic. This trend was accelerated from when a rocket launch was used commecially. In this study, a capability of the launch vehicle and engine was investigated to provide a reference for a liquid rocket engine development plan.

상단용 가스발생기 후연소 싸이클 엔진 기초연구

문인상(Moon, Insang),신지철(Shin, Jichul) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.5

발사체의 상단에 사용되는 여러 가지 싸이클의 특성을 조사한 뒤, 그 중 가스발생기 후연소 싸이클 엔진의 특성을 살펴보았다. 발사체 상단에 사용되는 엔진은 추진제와 싸이클의 특성상 연소압-확장비 다이어그램에서 크게 3그룹으로 나뉘어 진다. 영역 II에 위치한 케로신 엔진은 모두 가스발생기 후연소 싸이클 엔진으로서 높은 압력과 복잡한 구조를 하고 있다. 이 싸이클은 그 특성상 2개 이상의 펌프를 사용한다. 즉, 연료라인을 둘로 분기하여 보다 높은 압력이 요구되는 가스발생기 라인에는 2차 펌프를 두어 좀 더 가압을 하여 보다 효율적인 파워사용이 가능하다. 기본적으로 모든 산화제는 가스발생기를 지나 연소기로 향하기 때문에 2차 펌프의 필요성이 줄어들지만 여러가지 이유로 주펌프 이전에 부스터 펌프를 두어 주산화제 펌프의 부담을 덜어주는 경우가 많다. 폐쇄형 엔진은 그 특성상 엔진 비추력 효율이 개방형 엔진보다 상대적으로 높기 때문에 상단엔진에 적합하다. In this study, various cycles of liquid rocket engines were surveyed and specifically gas generator after burning cycle was investigated for upper stage motors. The engines for the upper stage can be categorized into three group based on the cycles and propellants at the diagram. Kerosene engines which adapt the gas generator after burning cycle and are located in the region II, are characterized for high combustion pressure and complexity. This cycle usually needs more than two pumps to use the turbine power efficiently. The fuel line can be divided into the gas generator line and the combustor line, and only the gas generator line is need to be pressured more because the combustion pressure in the gas generator is much higher than that of the combustor. Basically, all the oxidizer goes into the gas generator and than to the combustor, thus the auxiliary LOx pump is not critically necessary. However, for the various reasons, the LOx line requires a booster pump. A gas generator after burning cycle engines produces relatively high specific impuls than that of the open cycle engines. Thus it is suitable for upper stages of launch vehicles.

액체로켓엔진 개발을 위한 위기관리 방법론 연구

문인상(Insang Moon),정용현(Yong-Hyun Jeong),김철웅(Cheulwoong Kim) 한국추진공학회 2006 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2006 No.11

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.

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.

산화제 과잉 예연소기를 위한 TEAL 점화연구

문인상(Moon, Insang),문일윤(Moon, IlYoon),유재한(You, JaeHan),이선미(Lee, SunMee),이수용(Lee, Soo Yong) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.5

액체로켓엔진의 점화는 그 시퀀스가 대단히 중요하며 시퀀스에 따라 엔진에 손상이 갈 수도 있다. 따라서 시동 시 hard start가 일어나지 않도록 많은 연구가 이루어지고 있다. 액체로켓의 점화 방법은 점화성 연료를 많이 사용하며 그 중 TEAL 역시 대기 중의 산소과 접촉하면 발화되는 자연발화 물질이다. TEAL을 사용하는 점화방법은 케로신-액체산소 엔진의 주요한 점화방식 중의 하나이나 아직까지 국내에서는 다단연소사이클 산화제 과잉 예연소기에 TEAL을 사용하여 점화 시험을 실시한 경험이 거의 없기 때문에 본격적인 시험에 앞서 이를 예측해 보고자 한다. It is critical to set up the starting sequence of liquid rocket engines because not carefully arranged process can lead the engine damages. Thus, many efforts were made to prevent the hard start at the ignition. Hypergolic fuels are frequently used to ignite LRE and TEAL, one of the hypergolic fuel is also used for kerosene-LOx LRE ignition. However, since we are still lack of experiences igniting oxygen rich preburners of the staged combustion cycle engines, it would be helpful to estimate the TEAL ignition phenomena before the actual tests.

액체로켓엔진 내부 세척 용 세정제 연구

문인상(Insang Moon) 항공우주시스템공학회 2017 항공우주시스템공학회 학술대회 발표집 Vol.2017 No.11