추력 75톤급 액체로켓엔진용 기술개발/검증 시제인 가스발생기의 연소시험이 수행되었다. 가스발생기 분사기 및 헤드의 성능을 먼저 확인하기 위해 heat-sink 형태의 연소실이 사용되었다. 본 논문에서는 연소시험을 위한 준비상황 및 기술검증시제 연소시험에서 얻어진 압력, 온도 분포, 압력 섭동 등의 결과들을 설명하였다.
발사체의 추진기관은 일반적으로 산화제와 연료를 연소실로 공급하여 추진력을 얻게 된다. 개발 중에 있는 한국형 발사체(KSLV-II) 2단 엔진의 경우 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 JET-A1이 사용될 예정이다. 터보펌프 공급방식인 2단 엔진의 주요 구성은 연소기와 터보펌프, 엔진공급시스템 등으로 구성되어 있다. 액체 추진 엔진 개발을 위해서는 서브시스템인 연소기 개발이 선행되어야 하고 설계 및 제작된 연소기의 성능 검증은 연소기 연소시험설비(CCTF)에서 수행된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기 연소시험설비에 대한 상세설계가 수행되었으며, 본 설계 결과를 기준으로 AMESim을 사용하여 산화제공급시스템에 대한 모델링을 수행하여 산화제 공급특성을 해석하였다.
발사체의 추진기관은 일반적으로 산화제와 연료를 연소실로 공급하여 추진력을 얻게 된다. 개발 중에 있는 한국형 발사체(KSLV-II) 2단 엔진의 경우 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 JET-A1이 사용될 예정이다. 터보펌프 공급방식인 2단 엔진의 주요 구성은 연소기와 터보펌프, 엔진공급시스템 등으로 구성되어 있다. 액체 추진 엔진 개발을 위해서는 서브시스템인 연소기 개발이 선행되어야 하고 설계 및 제작된 연소기의 성능 검증은 연소기 연소시험설비(CCTF)에서 수행된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기 연소시험설비에 대한 상세설계가 수행되었으며, 본 설계 결과를 기준으로 AMESim을 사용하여 산화제공급시스템에 대한 모델링을 수행하여 산화제 공급특성을 해석하였다.
우주발사체 추진기관은 일반적으로 산화제와 연료를 연소실로 공급하여 추진력을 얻게 된다. 개발중에 있는 한국형 발사체(KSLV-II) 2단 엔진의 경우 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 JET-A1이 사용될 예정이다. 터보펌프 공급방식인 2단 엔진의 주요 구성은 연소기와 터보펌프, 엔진공급시스템 등으로 구성되어 있다. 액체 추진 엔진 개발을 위해서는 서브시스템인 연소기 개발이 선행되어야 하고 설계 및 제작된 연소기의 성능 검증은 연소기 연소시험설비(CCTF)에서 수행된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기 연소시험설비에 대한 상세설계가 수행되었으며, 본 설계 결과를 기준으로 AMESim을 사용하여 연료공급시스템에 대한 모델링을 수행하여 연료 공급특성을 해석하였다.
액체로켓 엔진 연소기에 대한 연소/냉각 성능 통합 해석 및 연소 시험 결과와의 비교를 통하여 내열 세라믹 열차폐 코팅 조건에 따른 냉각 성능 변화 경향을 고찰하였다. 연소기 헤드부 근처에서의 막냉각 적용 여부 및 막냉각 유량에 따른 냉각수 온도 및 열차폐 코팅 표면 온도 변화 경향 또한 확인하였다. 본 연구를 통하여 재생냉각 방식 로켓 엔진 연소기의 냉각 기구 설계 시 고려 사항이 검토되었으며, 향후 지속적인 해석 도구 검증이 수행될 예정이다.
고온, 고압의 조건에서 작동하는 연소기 내벽을 보호하기 위해 적용되는 니켈/크롬코팅에 대한 적용 가능성과 성능을 평가하기 위해 3가지 코팅 조건으로 9개의 평판형 시편을 제작하였다. 제작된 시편을 이용하여 코팅 층 두께 측정, 열전도율을 측정하고 열충격시험을 수행하고 있다.
우주발사체 추진기관은 일반적으로 산화제와 연료를 연소실로 공급하여 추진력을 얻게 된다. 개발중에 있는 한국형 발사체(KSLV-II) 2단 엔진의 경우 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 JET-A1이 사용될 예정이다. 터보펌프 공급방식인 2단 엔진의 주요 구성은 연소기와 터보펌프, 엔진공급시스템 등으로 구성되어 있다. 액체 추진 엔진 개발을 위해서는 서브시스템인 연소기 개발이 선행되어야 하고 설계 및 제작된 연소기의 성능 검증은 연소기 연소시험설비(CCTF)에서 수행된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기 연소시험설비에 대한 상세설계가 수행되었으며, 본 설계 결과를 기준으로 AMESim을 사용하여 연료공급시스템에 대한 모델링을 수행하여 연료 공급특성을 해석하였다.
회전분무시스템을 적용한 가스터빈연소기의 점화특성을 연구하기 위한 실험적 연구를 수행하였다. 연료분사는 연료를 회전연료노즐의 내측에 공급한 후, 고속모터로 회전하는 연료노즐에서 발생하는 원심력을 이용하여 분사되는 방식을 이용하였다. 실물크기의 연소기 및 시험리그를 제작하여 한국항공우주연구원의 연소시험설비를 이용하여 대기압 조건에서 연소시험을 수행하였다. 시험결과 이 연소기의 점화성능은 연료노즐의 회전속도를 증가하거나 감속할 경우 연소가스의 온도가 급격하게 변화되는 특성이 있음을 알 수 있었다.
비슷한 형상을 가진 스위스롤 연소기의 물리적 크기에 대한 시험이 레이놀즈수와 담��러수의 독립적인 효과를 알아보기 위해 진행되었다. 이를 통해서 촉매연소와 비촉매연소의 소염한계 경계가 연소기의 크기 감소에 따라 다른 경향으로 좁아지는 것을 알 수 있었다. 추가적으로 연료의 화학적 성질의 중요성을 판단하기 위해 알칸기와 에테르기를 포함한 동종의 다른 형태 연료를 적용하여 시험을 수행하였다. 이러한 결과들을 통해 연소기의 크기와 연료의 형태에 따른 효과로 소형 연소기의 성능 및 그러한 장치들에 미치는 영향력에 대한 부분들이 논의되었다.
1 N급 단일추진제 하이드라진 추력기 개발모델에 대한 인수수준 랜덤 진동시험과 장기수명 연소시험이 수행되었다. 랜덤 진동시험 결과로부터 1 N급 추력기 개발모델로 구성된 이중추력기모듈의 고유 진동수는 부품수준 요구조건(100 Hz)을 상회하였으며, 구조적으로 강건함을 확인하였다. 또한 20 kg 이상의 추진제가 사용된 장기수명 연소시험 결과 연속모드 추력 감소는 약 7% 이하, 추력 불안정 현상은 ${\pm}5%$ 이내로 나타났다. 컴퓨터단층촬영을 이용해 추력기 내부의 촉매를 촬영한 결과 촉매의 손실은 약 7% 이하로 추력기 개발모델의 설계가 적절함을 보여주었다.
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[게시일 2004년 10월 1일]
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