액체로켓엔진의 연소가스와 액체질소 혼합에 의한 연소 가스 냉각 특성에 관한 연구

전준수(Jun Su Jeon),유이상(I Sang Yu),김중일(Joong Il Kim),김재호(Jai Ho Kim),고영성(Young Sung Ko) 대한기계학회 2012 大韓機械學會論文集B Vol.36 No.10

본 연구에서는 액체산소와 케로신을 추진제로 사용하는 액체로켓엔진의 연소 가스에 액체질소를 분사하여 연소 가스의 냉각 특성을 알아보고자 하였다. 일반적인 액체로켓엔진의 연소실 후단에 액체질소 분사기와 혼합용 연소실을 추가적으로 장착하였고, 혼합용 연소실 후단에 노즐을 연결하여 전체적인 시스템을 구성하였다. 연소실험은 안전을 고려하여 점화실험부터 순차적으로 수행하였으며, 최종적으로 20초 연소실험을 수행하였다. 그 결과 기존의 액체로켓엔진에 액체질소를 분사함으로써, 연소 가스의 온도를 저하시킬 수 있음을 확인하였다. In this study, the cooling characteristics of combustion gas were investigated by injecting liquid nitrogen (LN2) into a liquid rocket combustion chamber, which uses liquid oxygen (Lox) and kerosene as propellants. LN2 injectors and an extended chamber for mixing were installed at the end of the ordinary LRE combustion chamber, and a nozzle was installed after the chamber for mixing. First, an ignition test of the liquid rocket engine was conducted to verify the stable combustion process. Next, a hot firing test was performed step-by-step for safety. Finally, the test was performed for 20 s. The results showed that the combustion gas of the LRE could be successfully cooled by using LN2.

액체산소/에탄올 엔진 연소시험 설비 구축 및 예비 운영 시험

김민상(Minsang Kim),전준수(Junsu Jeon),김태완(Taewoan Kim),우희찬(Heechan Woo),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim),김승한(Seunghan Kim) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5

본 연구에서는 향후에 다양한 목적으로 사용될 수 있는 액체산소/에탄올 추진제 조합의 로켓 엔진 연소시험 설비를 구축하고, 이 설비에 대한 운용 능력을 평가하기 위하여 예비 운영 시험을 수행하였다. 추진제는 가압 방식에 의해 공급되며, 이를 위해 고압용 추진제 탱크와 가압 및 공급 설비를 구축하였다. 그리고 다중 분사기 엔진을 설계/제작하였으며, 수류시험과 실유체 분무 시험을 통해 이 엔진의 분무 특성과 유량 공급 특성을 관찰하였다. 최종적으로 연소시험을 통하여 액체산소/에탄올 엔진과 연소시험 설비의 안정성을 검증하였다. In this study, LOx/Ethanol rocket engine combustion test facility was constructed which can be used for various purpose in the future and preliminary operational tests were performed to evaluate the operational capability. The facility consists of run tanks, pressurization and supply system. Also a multi injector rocket engine was designed and manufactured and the engine’s cold flow and propellents spray tests were performed to observe spray and supply characteristics as well. Finally, stability of the LOx/Ethanol engine and combustion test facility were verified by combustion tests.

75톤급 액체로켓엔진용 체크밸브 개발

정용갑(Yonggahp Chung) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.12

액체로켓엔진에서는 유체의 역류를 방지하거나 제한하여 한 방향으로만 유체가 흐르게 제어하기 위하여 체크밸브를 사용한다. 75톤급 액체로켓엔진에서는 추진제인 산화제로는 액체 산소(LOX)가 사용되고 연료로는 케로신이 사용된다. 가압제용 헬륨 가스는 극저온 액체 산소 탱크 내에 설치된 가압제 용기에 저장되고 퍼지용 헬륨 가스는 상온으로 용기에 저장된다. 본 연구에서는 75톤급 액체로켓엔진에 적용되는 체크밸브 개발에 대해 고찰하였다. The check valves are used to allow free flow in one direction and to prevent or restrict reverse flow in the liquid rocket engine. Liquid oxygen(LOX) as the oxidizer and kerosene as the fuel are used for the propellant in 75-ton class liquid rocket engine. The helium gas for the pressurant is stored in pressurant cylinders inside the cryogenic liquid oxygen tank and the helium gas for the purge is stored in room-temperature cylinders. In this study, the development of check valve for 75-ton class liquid rocket engine was considered.

케로신-액체산소 액체로켓엔진의 성능향상 설계안 사례 조사

이선미(Seonmi Lee),문인상(Insang Moon),이수용(Sooyoung Lee) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.5

현재 가장 널리 쓰이고 있는 케로신-액체산소 액체로켓엔진은 신뢰도와 개발 비용의 문제로 이전의 설계에서 크게 벗어나지 않은 스킴을 사용하고 있다. 하지만 냉각 방법, 엔진 싸이클 및 냉각유로 형상의 변경, 추진제가 아닌 추가의 냉각제 이용 등의 여러 방법으로 효율을 향상시킬 수 있다. 여기에서는 그 중 냉각제를 케로신에서 액체산소로 변경하여 효율이 높아진 사례에 대하여 기술한다. The most widely used kerosene-LOx liquid-propellant rocket engines in these days have a similar engine schematic to those of the past because of the development cost and the reliability. The efficiency of engines could be increased by the factors such as a cooling method, engine cycles, shape of cooling channels, additional coolant and so on. In this article, it is described that some design ideas for performance enhancement by exchange kerosene with LOx of a coolant.

액체 추진기관 기술 동향

이태호(Tae Ho Lee) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5

액체 추진제 로켓이 큰 추력과 특히 무게 대비 추력 때문에 세계적으로 널리 사용되고 있다. 액체 추진기관은 기계적으로 복잡한 시스템이지만 발사 성공률은 고체 추진기관과 거의 비슷하게 나타나고 있다. 일반적으로 액체추진기관은 성숙된 기술이지만, 우주 탐험에 대한 새로운 관심은, 추력과 수명 요구의 다양성에 따른 생산과 사용의 간편성, 그리고 설계 마진 등을 갖는 새로운 엔진 종류의 개발을 필요로 하고 있다. Liquid-propellant rocket engines are widely used all over the world, thanks to their high performances thrust, in particular high thrust-to-weight ratio. The sucess rate of the launching of the liquid propulsion is similar to the solid one even though it has more complex mechanical system. In general, liquid propulsion is seemed as a mature technology, the requirements of a renewed interest for space exploration has led to the development of a family of new engines, with more design margins, simpler to use and to produce associated with a wide variety of thrust and life requirements.

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.

액체로켓 엔진 산화제 공급부 냉각과정 고찰

조남경(Nam-Kyung Cho),서대반(Dae-Bahn Seo),유병일(Byung-Il Yoo),김승한(Seong-Han Kim),한영민(Yeong-Min Han) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12

극저온 액체산소나 액체수소를 사용하는 액체로켓 엔진의 경우 냉각이 충분하지 않을 경우 펌프 인입부에서 발생하는 케비테이션과 메니폴드부의 급격한 기화에 의한 서지현상이 발생할 수 있다. 극저온 추진제 사용을 위한 냉각은 크게 유로의 충전을 위한 냉각/충전단계와 충전 후 온도유지 단계로 구분된다. 냉각/충전 단계는 초기에는 액체가 전량 증발하여 생성된 기체가 냉각을 수행하며 이후 이상유동(two phase flow) 단계를 거쳐 단상 액체로 충전된다. 충전 후 온도유지 단계는 밀도차에의한 재순환과 배출방법이 있다. 본 논문에는 액체로켓 추진기관의 극저온 추진제 충전단계와 충전 후 온도 유지단계에 대한 전반적 내용을 소개한다. For liquid rocket using cryogenic liquid hydrogen or liquid oxygen, chilling is needed to avoid cavitation and surge problems. Chilling is categorized by initial chilling/filling stage and low temperature maintaining stage. During chilling and filling stage, initially all vapor, next two phase flow and finally single phase flow are revealed. For temperature maintaining stage, re-circulation by density gradient and drain are related. This paper describes overall aspects of filling and low temperature marinating stage

액체로켓엔진의 시스템 단열 설계

김영준(YoungJun Kim),조명환(Myung Hwan Cho) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5

한국형 발사체의 액체 로켓 엔진시스템은 극저온 환경의 액체산소와 상온의 케로신을 각각 산화제와 연료로 사용한다. 엔진의 주요 구성품인 연소기와 터보 펌프를 구동시키는 가스발생기에서 고온의 연소가스가 발생되어 극저온 배관 및 고온 연소가스가 엔진의 각 부분에서 배관을 통해 열전달이 발생된다. 이러한 극저온 환경과 고온 환경이 엔진에서 동시 다발적으로 발생하므로 엔진 각 부품의 설계운용 조건하에서 정상작동을 위해 단열재를 적용하는 것이 일반적이다. 따라서, 엔진시스템을 구성하고 있는 구성품이 설계 운용조건하에서 작동할 수 있도록 적절한 수단을 사용하여 보호관리 하여야 하며 이러한 구성품의 설계 운용조건 관리를 위해 수치해석으로 엔진시스템의 단열 타당성 검증을 수행하였다. Developing KSLV-II (Korea Space Launch Vehicle), the liquid-propellant rocket engine is operated by liquid oxygen (LOx) and kerosene which have a range of extremely high and low working temperature. The main components, turbopump and combustion chamber occurs operating heat transfer through pipes and valves in extreme high temperature and cryogenic thermal condition. In order to protect each components and provide the optimized-operating state to the engine system, thermal insulation is applied with numerical analysis in liquid-propellant engine system.

액체산소를 사용하는 발사체 산화제 및 산화제 지상공급시스템의 품질관리

김지훈(Jihoon Kim),유병일(Byungil Yoo),강선일(Sunil Kang),오승협(Seunghyub Oh) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11

성공적인 발사나 시험 운용을 위해서는 여러 가지 위험 요소들을 사전에 제거하여야 한다. 오염된 추진제 사용은 발사 혹은 시험을 실패하게 하는 원인들 중 하나이다. 특히 액체산소를 산화제로 사용하는 발사체 및 공급시스템의 경우 기계적 불순물, 유지분, 수분 등의 오염원들로 청정상태를 유지하지 못할 경우 예기치 못한 화재나 폭발의 위험도가 높아지게 된다. 본 논문에서는 이러한 오염원들을 제거하고 시스템을 청결하고 안전한 상태로 유지하기 위한 방법을 제시하고 그 적용결과 및 교훈을 정리해 보았다. The various hazards should be eliminated before operations for the successful launches or tests. Using the contaminated propellants is one of the causes for the launch and test failures. Especially, the systems using liquid oxygen as an oxidizer have risks about fires and explosions not be forecasted if they are contaminated by oil, water and mechanical impurities. The procedure for the quality control of the liquid oxygen and the liquid oxygen filling system and the lessons learned from the first launch preparation with the system are introduced on this paper.

엔진 입구 조건에 따른 액체로켓엔진 성능 보정 방법

남창호(Chang Ho Nam),조원국(Won Kook Cho) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5

액체로켓엔진의 성능 보정은 엔진 입구조건에 따라 보정 목표값을 달리해야 한다. 액체산소/케로신 가스발생기 사이클 엔진의 성능 보정 목표값을 성능영향계수를 이용하여 엔진 입구조건에 따라 수정하였다. 엔진 입구 연료와 산화제의 압력과 온도에 대해 유효성을 확인하였고 이 방법에 따르면 공칭 입구조건에서 벗어나는 연소시험에서도 공칭 성능 획득이 가능하다. The deviation of engine inlet condition should be considered in the performance claibration of liquid rocket engine. The target value of performance should be tuned using the influence factor of engine inlet condition. It was shown that the engine inlet temperature and pressure has the linear characteristics to the performance of a LOx/kerosene gas generator cycle engine.