• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2003.10a
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• pp.89-89
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• 2003

로켓엔진의 연소에 필요한 추진제를 안정적으로 공급하기 위한 추진제 공급시스템의 주요 구성과 설계 주요 인자를 정리하였다 공급시스템은 추진제 주입/배출 장치, 추진제탱크 가압 및 배기 장치, 추진제 공급 주/분기 배관, 극저온 산화제 온도 유지 장치 등으로 구성되어 있다. 주요 설계 제한 조건으로는 터보 펌프 입구에서의 추진제 압력 및 온도, 필요 추진제 공급 유량 및 온도 그리고 추진제 충진 및 비상 배출 허용 시간 등이며 이는 각 로켓의 해당 임무에 따라 적절히 결정된다. 발사체로부터 할당된 중량값 이내에서 고신뢰도의 작동성, 안정성이 보장되는 시스템을 설계하여야 하며 초기 설계 단계에서 개발 및 수급 가능성을 동시에 고려하여야 할 것이다. 또한 고추력 생성을 위해 엔진 클러스터링이 수행되어야 할 경우 각 엔진으로의 균등한 추진제 배분 공급이 설계의 중요한 요구 조건이 된다. 이러한 공급시스템의 개념은 액체산소와 케로신 조합의 액체 로켓인 100kg급 소형 위성 발사체(KSLV-Ⅰ)에 적용될 예정이다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.11a
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• pp.619-622
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• 2009

INCONEL 718합금은 상온, 고온 및 저온환경에서 기계적 특성이 아주 우수하다. 상온에서의 모재 강도는 약 900MPa이며, 열처리 후 시효경화처리에 의해 강도가 약 1300MPa까지 증가한다. 이러한 INCONEL 718합금의 기계적 특성은 시험결과에서도 유사한 값을 나타내었고, GTAW 용접부의 상온 기계적 특성도 모재보다 우수한 강도를 나타내었다. 또한 저온에서의 기계적 특성은 모든 시험조건에서 상온보다 높은 강도를 나타내었으며, 열처리 모재시편과 용접시편은 1400MPa에 달하는 고강도를 나타내었다. 이러한 결과를 바탕으로 INCONEL 718합금의 저온 기계적 특성이 우수한 것을 증명하였고, 용접성 또한 모재의 특성과 같이 상온 및 저온 특성이 우수한 것을 알 수 있었다. INCONEL 718 합금과 STS 316L의 이종접합의 경우에도 $-100^{\circ}C$환경의 인장강도가 상온보다 300MPa 이상 증가하는 것을 알 수 있었다. 따라서, INCONEL 718합금은 $100^{\circ}C$이하부터 일정온도까지는 기계적 특성이 계속 증가 할 것으로 사료되며, 극저온 고압 상태로 공급되는 산화제 배관 제작에 적합한 소재로 판단된다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.19 no.2
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• pp.46-54
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• 2015

Nitrous oxide is known as green and safe propellant, and can be supplied by its own vapor pressure. So, many liquid propulsion research institutes and university laboratories use nitrous oxide as oxidizer of experimental liquid rocket engine. However, the unknown explosions occurred twice during hot fire experiments using subscale ethanol/nitrous oxide thruster. In this paper, we surmised that the explosions were caused by the decomposition of nitrous oxide in the injector body and the recondensation of nitrous oxide. Improvement and the safe handling methods are suggested.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.1099-1102
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• 2017

High frequency signals are analyzed which are measured at the inlet / outlet pipeline and pump casing during cavitation tests of the fuel pump for the liquid rocket engine. RMS values of each data are shown according to the cavitation number and compared with those of the LOx pump tests and the impact of the cavitation instability is also explored. Analogies about the cavitation number are confirmed between high frequency data of both pumps. In addition, the cavitation instability is found in all the signals and has an affect on the outlet pressure pulsation of the fuel pump.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.864-870
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• 2017

The propellants are burned in the pre-burner of the staged combustion cycle engine, and the resulting hot gas drives the turbine, and the turbine operates the turbo pump. The burned gas passing through the turbo pump is supplied to the combustor at high temperature and high pressure, where the gas is supplied in an excess of fuel or an excess of oxidant depending on the amount of fuel or oxidant. When the cycle works at oxidizer-rich staged combustion, its metal pipe can ignite or explode by the impact of even small particles. In this study, we develop the powder combinations for anti-oxidation coating through the analysis of other coating materials and establish the coating process.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.22 no.5
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• pp.125-131
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• 2018

Some propellants in a liquid rocket engine are burned in the pre-burner of a staged combustion cycle engine, resulting hot gas drives the turbine. The burned gas passing through the turbine is supplied to the combustor at high temperature and pressure. The form of the gas can be fuel rich or oxidizer rich dependent upon the mixture ratio or the engine scheme. When the cycle works at oxidizer-rich condition, the metal pipes composing the engine can be ignited or even exploded by an impact of very a small particle. In this study, we developed the powder combination and processes for an anti-oxidation coating through the analysis of various coating materials.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.151.1-151.1
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• 2012

우주발사체와 발사지원설비를 연결하여 추진제 공급과 전기신호 송수신 등을 가능하게 하는 메커니즘을 엄브리칼 장치라고 한다. 국내 우주발사체의 경우 액체산소와 케로신을 추진제로 사용하며, 질소, 공기 및 헬륨 등의 가스를 밸브구동, 공간 퍼지, 추진제 가압에 이용한다. 본 논문에서는 우주센터의 발사대설비에 적용된 엄브리칼 장치 중 추진제 및 고압가스 공급을 위한 자동체결장치(auto coupling device)의 구성, 기능 및 발사 준비를 위한 프로세스에 대해 기술하고 있다. 자동체결장치는 발사체 하부 두 곳에 연결되며, 산화제 공급측의 체결장치(coupling device 1)와 연료 공급측의 체결장치(CD 2)로 구성된다. 이 장치는 발사체와의 접촉면에서 기밀을 확보한 상태에서 내부의 탱크, 밸브, 인터스테이지 등에 추진제 및 각종 가스를 공급하는 통로역할을 하며, 발사준비가 완료된 후에는 발사체 이륙 전 또는 이륙과 동시에 발사체로부터 자동으로 분리된다. 각각의 체결장치 구성품으로는 발사체 이륙시 발생하는 고온의 화염으로부터 장치를 보호하는 PD(protective device), 접촉면에 기밀을 제공하고 추진제 누출을 방지는 MCP(multi-channel plate), 접촉면을 보호하기 위한 덮게, 각종 연결 배관의 전진과 후진을 위한 캐리지, 발사체와의 체결을 지지하는 그립 등이 있다. 발사 준비를 위해서 사전에 장치의 독립운용시험을 통해 각 구성품의 상태와 기능을 점검하고 장치의 작동성을 검증한다. 이후 발사체를 모사하는 기체 및 관제설비와 종합적으로 연계 시험과 모사시험을 수행하여 최종적으로 발사준비상태를 확인하게 된다. 이러한 자동체결장치의 운용 경험은 한국형발사체의 지상지원설비 개발에 활용할 수 있을 것이다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• v.26 no.4
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• pp.693-702
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• 2009

A computational fluid analysis was performed on an LOx line system of a liquid rocket engine. The model was created with 3D CAD and imbedded to the 3D CFD program. Before the full scale analysis on the system was carried out, each components with simplified models was analyzed to save time and cost. As a result, the inlet pressure of the gas generator should be compensated with a certain device unless the inlet pressure of the line system is sufficiently high. The flow pattern of the exit of the system was dependant upon the location of the orifice as well as the size. As a whole the line system analyzed met the requirements, and will be tested and confirmed after being manufactured.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2006.11a
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• pp.191-195
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• 2006

It is definitely required to control dispersion of the rocket engine performance in order to accomplish the mission of a launch vehicle successfully. A performance dispersion analysis was conducted for a gas generator cycle liquid rocket engine and the required pressure drops were estimated for engine tunning. As a result, the vacuum thrust dispersion of the engine was from +9.1% to -8.7% and the mixture ratio deviated from +9.7% to -9.6% from the nominal value due to the errors of components and the engine inlet condition of propellants. The required pressure drop in the LOx line to the combustor is higher than in the fuel line for same mixture ratio change.

• Vacuum Magazine
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• v.2 no.2
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• pp.49-58
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• 2015

진공 배기 시스템에 위험한 환경을 초래할 수 있는 모든 가능성을 찾아 낼 수는 없지만 누적된 현장 경험과 연구 결과에 맞추어 최대한 필요한 안전 조치들을 취해야 한다. 진공 배기 시스템이나 그 구성품들에 대한 심각한 파손을 유발하는 공통적인 요인들은 발화성 물질의 점화나 진공 배기 시스템의 배기구 막힘에 의해 발생한다. 따라서, 진공 펌프와 진공 시스템의 안전한 가동과 사용을 위해서는 다음과 같은 것들을 반드시 준수하여야 한다. ${\blacksquare}$ 발화성, 폭발성 공정 물질을 사용하는 진공 배기 시스템은 정규 유지 보수 작업(PM) 후 첫 번째 배기 과정은 매우 천천히 진행하여 진공 배기 시스템 내부에 급격한 난류가 형성되지 않도록 해 주어야 한다. ${\blacksquare}$ 진공 배기 시스템 내에서 발화성 물질들의 농도가 발화 영역(flammable zone, potentially explosive atmosphere)에 들어가지 않도록 하여야 한다. 이를 위해서는 불활성 가스를 이용하여 진공 펌프와 진공 배기 시스템의 가동 예상 조건이나 고장 환경하에서 안전한 농도 이하로 희석시켜야 한다. ${\blacksquare}$ 진공 펌프와 진공 배기 시스템에 장착되어 사용되는 밸브 등의 기계적 부품들이나 공정에 사용되는 물질과 공정 부산물들(by-products)로 인하여 배관, 필터 배기구 등이 막히지 않도록 하여야 한다. ${\blacksquare}$ 공정에 사용되는 물질들, 특히 산소($O_2$), 오존 ($O_3$) 등의 산화제 농도가 높을 때는 오일 회전 배인 진공 펌프(Oil rotary vane vacuum pump)에 미네랄(mineral) 오일을 사용하지 말아야 하며, PFPE(Perfluoropolyether) 오일을 사용하여야 한다. 시판되는 진공 펌프 오일 중 비발화성(non-flammable)으로 표기된 오일이라고 하더라도 산화제(oxidant)의 농도가 체적비로 30 % 넘는 공정 환경에는 사용하지 말아야 한다. ${\blacksquare}$ 진공 펌프와 진공 배기 시스템에 의해 배기되는 물질들이 물($H_2O$)과 격렬하게 반응하는 경우는 물이 아닌 다른 냉각제를 사용하여야 한다. ${\blacksquare}$ 안전하지 않다고 판단되는 상황에서는 해당 전문가의 조언이나 해당 전문가의 직접적인 현장 도움을 통해 문제를 해결하여야 한다.