한국추진공학회 윤리헌장 외

편집부(편집자) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회지 Vol.19 No.6

한국추진공학회 윤리헌장 외

편집부(편집자) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회지 Vol.19 No.3

한국형 발사체 기저부 열전달 해석을 위한 플룸 복사 모델링 개념 개발

김성룡(Seong-Lyong Kim),고주용(Ju-Yong Ko),김인선(Insun Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5

한국형 발사체의 플룸 형상과 플룸 복사열 해석을 위해 NASA LRB 플룸 복사 모델을 구현하였으며 열해석 소프트웨어인 Thermal Desktop에서 형상화하여 실제 복사 열전달을 계산하여 NASA 예측 결과와 비교하였다. 계산 결과 NASA 예측과 비슷한 수준의 정확도를 나타냈으며 한국형 발사체에 적용 가능한 수준의 플룸 모델 형상을 제안하였다. In the present research, NASA LRB plume radiation models are reconstructed with Thermal Desktop software, where the radiation to vehicle base environment can be calculated. The calculation shows the similar radiation heat compared to NASA prediction. Based on LRB plume radiation model, a KSLV-Ⅱ thermal radiation model is proposed.

한국형발사체의 재사용 가능성 및 필요 기술 검토

김재은(Jae-Eun Kim),최정열(Jeong-Yeol Choi) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5

본 연구에서는 한국형 발사체의 재사용 가능성 및 필요 기술에 대하여 검토하였다. 재사용을 위해 1단 추진제 10%를 잔류한다고 가정하였으며, 한국형발사체의 체격 대비 다소 낮은 수송능력을 감안하여 경량화 옵션을 적용하였다. 이론적 접근을 통해 원궤도 고도에 해당하는 속도손실을 가정하여 수송능력을 선계산 하였으며 이후 Program을 통해 결과를 검증하였다. 낙하지점은 KSLV-II와 동일하게 1500 km ~ 2500 km로 제한되며, 1.5 ton을 700 km에 수송하기 위해서는 option3(2단 4.37 ton, 3단 1.52 ton)을, 350 km는 option4(2단 4.07 ton, 3단 1.43 ton)을 적용할 필요가 있다. It is assumed that 10% of the first stage propellant is left for reuse, and the lightweight option is applied considering the somewhat low transportation capacity of the KSLV-II compared to the physique. Based on the theoretical approach, the transport capacity is calculated assuming the velocity loss corresponding to the altitude of the circular orbit, and then the results are verified through the program. The drop point is limited to 1,500 km to 2,500 km in the same way as the KSLV-II. option 3 (4.37 tons in 2 steps, 1.52 tons in 3 steps) is required to transport 1.5 ton to 700 km, option4 (second stage 4.07 ton, third stage 1.43 ton) needs to be applied to transport 1.5 ton to 350 km.

한국형발사체 연료 동시충전을 위한 유량제어 방식에 대한 고찰

여인석(Inseok Yeo),이재준(Jaejun Lee),안재철(Jaechel An),강선일(Sunil Kang) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5

한국형발사체 발사를 위하여 나로우주센터에 제 2발사대가 구축될 예정이며 연료공급설비 역시 새롭게 설치된다. 한국형발사체 발사대시스템의 연료공급설비는 나로호 발사대의 설계를 기본 바탕으로 하였다. 하지만 한국형발사체는 나로호 또는 시험발사체와는 달리 3단형 발사체이기 때문에 연료 이송펌프 1대로 1, 2, 3단의 발사체 연료 탱크로 연료를 공급해야한다. 유동해석을 통해 충전 시나리오를 선정하는 과정에서 펌프 토출압력의 급격한 상승 문제를 확인하였다. 이는 오리피스타입의 유량제어방식으로 각 단의 충전모드 전환에 따른 유량변화에 대해 리턴유량이 능동적으로 대응할 수 없기 때문에 발생하였다. 이 문제를 해결하기 위해 다양한 경우에 대해 유동해석을 통해 accumulator 설치와 각 단의 충전모드 전환 순서를 적절히 조정함으로써 안정적으로 공급할 수 있음을 확인하였다. To lunch the Korea Space Launch Vehicle-Ⅱ(KSLV-Ⅱ), the second launch complex will be constructed on the Naro Space Center and Kerosene Filling System (KFS) will be also installed newly. KFS of KSLV-Ⅱ launch complex system is being designed based on Naro Launch Complex. But this must supply fuel to fuel tanks of the vehicle with only a supply pump because KSLV-Ⅱ is a 3-stage launch vehicle unlike Naro Launch Vehicle or Test Launch Vehicle (TLV). A sudden rise of pump output pressure is recognized during fuel filling scenario selection process. This occurs because return flow can not actively deal with a lot of flow change using flow control method of orifice type. To solve this problem, it is verified that fuel can be stably supplied by installation of accumulator and an appropriate adjustment of filling mode change sequence through flow analysis of various cases.

한국형발사체 3단 엔진 고공 시험용 초음속 디퓨저 축소형 모델 시험

김승한(Seung-Han Kim),이광진(Kwang-Jin Lee),소윤석(Yun-Seok So),한영민(Yeoung-Min Han),김종규(Jong-Gyu Kim),강동혁(Dong-Hyuk Kang),김현준(Hyun-Jun Kim),최환석(Hwan-Seok Choi) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11

한국항공우주연구원은 한국형발사체 3단용 7톤급 엔진 개발을 위한 3단 엔진 연소시험설비를 구축할 계획이다. 본 논문은 3단 엔진 연소시험설비 고공모사시스템 중 초음속 디퓨저 설계 평가를 위해 3단엔진 연소기의 1.4톤급 축소형 모델을 이용한 초음속 디퓨저 연소 시험 결과를 제시하였다. 실험 결과 축소형 연소기 노즐 확대비 94.5에 대해 노즐 내부에서 유동박리가 발생하지 않는 수준으로 노즐 배압이 형성되어 초음속 디퓨저의 요구 성능을 만족함을 확인하였다. 본 연구 결과는 한국형발사체 3단 엔진 연소시험설비 고공 환경 모사시스템 개발에 활용될 예정이다. Korea Aerospace Research Institute (KARI) has plan for constructing rocket engine test facility for the development of the 3rd stage liquid rocket engine for KSLV-II. This paper describes the firing test results of sub-scale supersonic diffuser, using 1.4 tonf-level sub-scale combustion chamber of 3rd stage engine, for the design evaluation of supersonic diffuser of altitude simulation system for 3rd stage engine test facility. This study showed that nozzle back pressure was maintained low enough to prevent flow separation in the expansion nozzle ratio of 94.5 and key design requirement of supersonic diffuser was met. This results will be used for the development of altitude simulation system of KSLV-II 3rd stage engine test facility.

한국형발사체 발사대시스템 산화제공급계 충전 운용 설계의 검증을 위한 나로호 비행시험 실증 자료 분석

서만수(Mansu Seo),이재준(Jae Jun Lee),홍일구(Il-gu Hong),강선일(Sunil Kang) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5

본 논문은 한국형발사체(KSLV-II) 발사대시스템 상세설계 단계 중 수행된 산화제 충전 운용 설계를 검증하고자, 나로호 1차 비행 시험 실증 자료과 해당 설계 모델링 유동 해석 결과를 비교하였다. 나로호 비행 시험에 적용되었던 공급 조건과 충전모드에 따른 유량조절밸브 개도와 구동 절차 조건을 한국형발사체 발사대시스템 상세설계 모델링에 적용하여, 실증 자료와 모델링의 산화제 공급 유량값과 주요 압력값을 비교하였다. In this paper, KSLV-I flight test data and critical design results of filling operation for liquid oxygen filling system are compared to validate the reliability of the critical design modeling. Applying the filling and operation conditions on the critical design modeling, comparison of major flow rates and pressure values between test data and calculation results are conducted.

한국형발사체 추진기관 엔진 지상 연소시험설비 개발

김승한(Seung-Han Kim),김지훈(Ji-Hoon Kim),이광진(Kwang-Jin Lee),조남경(Nam-Kyung Cho),한영민(Yeoung-Min Han) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5

본 논문은 액체산소와 케로신을 추진제로 하는 한국형발사체 1단 엔진의 성능평가를 위한 엔진 지상연소시험설비 개발 현황을 기술하였다. 설계 요구조건에 기반한 설계 결과를 제시하였다. 엔진 지상 연소시험설비 설계 결과는 향후 한국형발사체 75톤급 엔진 지상 연소시험설비의 상세설계 및 구축을 위한 기본 자료로 활용될 예정이다. This paper describes the development status of rocket engine test facility for the performance evaluation of liquid rocket engine of KSLV-II 1st stage. The results of design of rocket engine test facility are suggested based on the design requirements. The results of the design of rocket engine test facility will be used as base data for the detail design and construction of rocket engine ground test facility of KSLV-II 75tonf liquid rocket engine.

형상관리의 한국형발사체 액체로켓 엔진 개발 적용에 대한 고려

김인성(In Sung Kim),서견수(Kyun Soo Seo),정은환(Eun Hwan Jeong) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5

한국형발사체 전체 체계 수준에서 기 계획된 형상관리의 형상관리 절차는 단계별로 엄격하게 시행할 수 있도록 구성되었다. 이 형상관리 절차를 발사체 엔진체계 개발에 적용하고자 하였으나, 아직 개발이 초기 단계이기 때문에 설계변경이 매우 빈번하게 발생하여 그 절차를 그대로 적용하기는 쉽지 않다. 이에 따라, 엔진개발 초기 과정에서도 꼭 필요한 형상관리의 핵심 내용인 기준의 설정 및 변경 관리를 적용하되 그 통제 절차를 간소화 함으로써 시행이 가능한 방안을 고려하여 보았다. The configuration management process adopted for the system integration level of KSLVE-II program is composed of several steps that can be strictly carried out. The same process was considered to be applied to the development of KSLV-II liquid rocket engines. However, at the current early stage of engine development, it is difficult to strictly apply the process because of too much frequent design changes. Hence, we considered the executable simplified configuration control process while keeping core values of configuration management.

한국형발사체 파생형 및 발전형 발사체의 성능 추정

양원석(Won-Seok Yang),김소연(So-Yeon Kim),최정열(Jeong-Yeol Choi) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5

본 논문에서는 한국형발사체의 파생형과 한국형발사체를 기반으로 한 후속 발사체에 관한 성능추정을 수행하였다. 한국형발사체는 700 km 태양동기궤도에 최대 1.5 ton의 화물을 올려놓을 수 있으며 본 연구에서는 한국형발사체를 기반으로 액체로켓부스터를 장착하거나 1단부의 클러스터링 되는 엔진의 수를 늘려 추력을 증가시킨 다양한 발사체 옵션을 제안하고자 한다. 본 연구에서 제안하는 발사체는 300 km 지구저궤도에 KSLV-II을 기본으로 한 발전형은 최대 10 톤 이상의 대형화물을 올려놓을 수 있으며 유럽의 Ariane 시리즈와 같은 상업용 발사체의 역할을 수행할 수 있을 것으로 기대한다. Performance Analysis for Derivative Type and Advanced Type of KSLV-Ⅱis conducted. The KSLV-II has capability of placing 1.500 ton payload into a 700 km Sun Synchronous Orbit. In this paper, derivative type and advanced type of KSLV-II which is installed clusted engine or liquid rocket booster is proposed. This launch vehicle has capability of placing much more payload than KSLV- Ⅱ into a 300 km low earth orbit.