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정용갑,한영민 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11
액체 추진제 추진기관은 가압제로 산화제와 연료인 추진제를 가압하여 로켓 엔진으로 공급하여 추진제를 연소시켜 추진력을 얻게 된다. 본 추력 7톤급 로켓 엔진은 한국형 발사체의 3단 엔진으로 사용되며 주요 구성은 연소기와 터보펌프, 엔진공급시스템 등으로 구성되어 있다. 설계 및 제작된 엔진의 성능 검증은 상단 로켓 엔진 연소시험설비(UETF)에서 수행된다. 상단 엔진 연소시험설비는 발사체의 3단 로켓엔진을 개발하기 위한 시험 설비로 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 케로신(Kerosene)을 사용한다. 상단 엔진 연소시험설비에 대한 상세설계가 수행되었고 나로우주센터에 본 설비를 구축 중에 있다. 본 논문에서는 고압가스 공급시스템에 대한 설계 결과를 소개하고자 한다. The propulsion system of liquid propellants pressures the propellant using the pressurant and generates thrust by supplying oxidizer and fuel to the rocket engine. This thrust about 7ton rocket engine is used in the third stage engine, which is mainly composed of combustion chamber, turbo-pump and engine supply system. For performance validation of the upper-stage liquid rocket engine, the designed and manufactured engine should be tested in upper-stage rocket engine test facility(UETF). The UETF is the test facility to develop the third stage rocket engine of launch vehicle, which uses liquid oxygen as a oxidizer and kerosene as a fuel. The UETF detailed design was conducted and it is being built in Naro Space Center. In this paper the design results of compressed gas supply system is introduced.
정용갑(Yonggahp Chung) 한국추진공학회 2021 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2021 No.5
발사체는 일반적으로 추진제로 산화제와 연료를 사용하고 가압제로 추진제를 가압하여 로켓엔진으로 공급하여 이를 연소시켜 추진력을 얻게 된다. 한국형발사체(KSLV-II)에서는 산화제로 액체산소를 사용하고 연료로는 케로신을 사용한다. 추진제를 가압하기 위한 가압제로는 헬륨 가스를 사용한다. 가압제 용기는 산화제 탱크 내부에 설치되어 있어 액체산소의 온도로 저장된다. 본 연구에서는 액체 산소 용기내의 가압제 용기로 가압제를 충전하거나 배출하는 밸브로 개발된 한국형발사체 FM#1용 가압제 충전배출밸브에 대한 성능시험을 고찰하였다. The Launch Vehicle is generally used the oxidizer and fuel as the propellant and they are pressurized with the propellant to obtain the thrust of the rocket engine. In the Korea Space Launch Vehicle-II, liquid oxygen and kerosene are used as the oxidizer and fuel tank and helium is used as the propellant. The pressurant cylinders are located to store the helium inside the liquid oxygen tank. In his study, the performance test of the pressurant fill and drain valve for KSLV-II FM#1 was considered.
정용갑(Yonggahp Chung),김승익(Suengik Kim) 한국추진공학회 2023 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2023 No.5
압력 레귤레이터는 액체로켓엔진에서 터보펌프의 스핀 스타터를 구동하기 위한 가스 압력을 감압하기 위하여 사용된다. 터보펌프의 터빈을 구동하기 위한 가스 매체는 질소 가스이고 레귤레이터 방식은 출구 압력을 감지하여 작동되는 압력 균형식 돔부하형 방식이다. 돔부하형 레귤레이터에서 기준 부하는 다른 레귤레이터의 가스 공급 압력원으로부터 공급된다. 본 연구에서는 터빈 시동용 압력 레귤레이터 개발 모델에 대한 성능시험을 수행하였다. 상온의 질소 가스를 사용하여 압력 레귤레이터의 성능시험이 수행되었으며 압력과 온도, 질량 유량의 변화를 고찰하였다. The pressure regulator is used to reduce the gas pressure to start the turbine of turbo pump system in the liquid rocket engine. The gaseous media to start the turbine in the turbo pump is gaseous nitrogen and the type of regulator is the pressure balanced dome-loaded type actuated by sensing outlet pressure. In the dome-loaded regulator, the reference load is supplied from the other regulator supply-pressure source. In this study, the performance testing of the pressure regulator DM for starting the turbine was carried out. Its performance tests were performed using nitrogen gas at room temperature and the variation of pressure, temperature, and mass flowrate were considered.