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이광진(Kwang-Jin Lee),김채형(ChaeHyung Kim),박재영(JaeYoung Park),우성필(SeongPil Woo),소윤석(YoonSeok So),이승재(SeungJae Yi),이정호(JungHo Lee),임지혁(JiHyuk Lim),전준수(JunSoo Jeon),황창환(Hwan Hwang),한영민(YeongMin Han) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.12
현재 한국항공우주연구원은 우주발사체 상단 엔진에 적용 가능한 9~10톤급 다단연소엔진 개발을 위해 기술검증시제를 가지고 엔진 구성품의 작동성 검증과 안정적인 엔진 시동/점화 시퀀스 수립에 관한 연구를 수행하고 있다. 그 결과 연소기 및 예연소기에 대한 자력 기술 확보 검증이 마무리 단계에 있으며, 안정적인 시동/점화 절차를 찾아가고 있다. 이 엔진은 예연소기 점화로 시작하여 연소기가 점화되므로 연소기의 메인 연료 공급과 점화제 공급 시점을 예연소기의 점화 시점을 고려하여 결정해야 한다. Cuurently, Korea Aerospace Research Institute is conducting studies on the verification of the operability of the engine components and the establishment of stable startup/ignition sequence with the technical demonstration model for the development of the 9~10 tonfs class stage combustion cycle engine applicable to the upper stage engine of a space launch vehicle. As a result, the verfication of domestic technology for combustion chamber and preburner is in the final stage, and stable starup/ignition procedure is being sought. Since this engine starts with the preburner ignition and the combustion chamber is ignited, the main fuel supply of combustion chamber and the igniter feed time must be determined after considering the ignition timing of the preburner.
이광진(Kwang-Jin Lee),이승재(SeungJae Lee),서대반(DaeBan Seo),황창환(ChangHwan Hwang),우성필(SeongPil Woo),임지혁(JiHyuk Lim),전준수(JunSoo Jeon),소윤석(YoonSeok So),김채형(ChaeHyung Kim),김성혁(SungHyuk Kim),김승한(Seung-Han Kim),조남 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11
본 논문은 한국형발사체 연소기 연소시험설비의 구축과 시운전 결과를 다루고 있다. 이 시험설비는 2012년부터 2014년까지 구축되었고, 2014년 하반기에 시운전이 수행되었다. 시운전 과정에는 산화제 수류시험, 연료 수류시험, 냉각수 수류시험 등이 수행되었고, 이후 점화시험이 이루어졌다. 점화시험 결과는 연소기의 시동시퀀스를 설정하는데 적용되며, 저압연소시험과 설계점 연소시험을 위한 기초자료로 활용되게 된다. This paper covers construction and the result of start-up test of KSLV-II combustion chamber hot-firing test facility. This facility was constructed from 2012 to 2014. Start-up test of this facility began in the second half of 2014. Oxidizer cold flow test, Fuel cold flow test and Cooling water cold flow test were carried out as start-up test. Hereafter, Ignition test of combustion chamber was accomplished. The result of ignition test is applied to set up start-up sequence of KSLV-II combustion chamber and utilized as base line data for hot-firing test of low and normal design point.
김승한(SeungHan Kim),김성룡(SeungRyong Kim),김성혁(SungHyuk Kim),김채형(ChaeHyung Kim),서대반(DaeBan Seo),우성필(SeongPil Woo),유병일(ByungIl Yu),소윤석(YoonSeok So),이광진(KwangJin Lee),이승재(SeungJae Lee),이정호(JungHo Lee),임지혁(Ji 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
한국형발사체 1단 엔진 개발을 위한 엔진시스템 시험으로 액체산소-케로신을 추진제로 하는 75 톤급 액체로켓엔진의 연소 시험이 수행되었다. 한국형발사체 1단용 75 톤급 엔진시스템 시호기를 이용하여 연소기, 터보펌프, 가스발생기, 파이로 구성품 및 공급계 부품을 포함하는 엔진시스템 연소시험 결과를 소개한다. 액체산소-케로신 추진제 엔진시스템의 시동 절차를 개발하기 위해 실추진제를 이용한 연소 조건에서의 엔진시스템의 시동 및 점화, 정상 구간 작동, 종료가 성공적으로 수행되었다. 75톤급 엔진 연소시험 결과는 한국형발사체 1단용 엔진시스템 설계 개선에 활용될 예정이다. As a first phase of the 75 tonf LOx/Kerosene liquid rocket engine development for KSLV-II first Stage Engine, hot firing test of 75 tonf engine are performed. The results of firing test on first stage 75-tonf engine system including combustion chamber, turbopump, gas generator, propellant supply system are presented. For the development of startup sequence of LOx-Kerosene engine system, engine startup using pyrostarter, ignition of gas generator, steady operation and engine shutdown is successfully performed. The results of hot firing test of 75 tonf thrust engine system will be used for the determination of startup sequence of 75 tonf engine system for KSLV-II first Stage.