• 한국추진공학회지
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• 제24권4호
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• pp.55-65
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• 2020

본 논문에는 75톤급 액체로켓엔진 가스발생기의 개발시험과 수락시험 결과가 기술되어 있다. 현재까지 44기의 가스발생기 모델을 이용하여 330회 이상, 누적 연소시간 7,000 초 이상의 가스발생기 단독 시험이 수행되었다. 시험을 통해 75톤급 가스발생기가 연소압력, 연소효율, 압력손실, 연소안정성, 연소가스 온도 등에서 신뢰성과 재현성이 높은 특성을 보여준다는 것이 확인되었다. 한국형발사체용 75톤급 가스발생기의 마지막 시리즈에 해당하는 5기는 2019년 말까지 제작 완료되어 2020년 상반기에 수락시험이 수행될 계획이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.97-100
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• 2009

한국형 발사체용 액체로켓엔진을 개발하기 위한 75톤급 연소기 기술검증 시제를 제작하여 수류시험 및 점화시험을 수행하였다. 기존의 연소기에 새롭게 도입된 기술인 점화, 막냉각, 산화제 선공급방식을 반영하기 위해 시험설비를 수정 및 개량하였다. 산화제 및 연료 수류시험을 통해 공급라인, 점화기 라인, 연소기의 수력학적 특성, 추진제 충전시간을 파악하여 점화순서를 결정하였다. 점화 cyclogram을 통해 점화기의 점화시험을 성공적으로 수행하였으며, 향후 연소시험을 위한 기초 자료를 습득하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.10-13
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• 2010

75톤급 기술검증용 연소기 시제의 저압 연소시험을 수행하였다. 기술검증용 연소기의 설계 연소압력은 60 bar, 추진제 유량은 243.6 kg/s이다. 그러나 국내 연소시험설비의 여건상 연소압력 30 bar, 추진제 유량 121.8 kg/s의 저압 조건에서의 연소기 작동성 및 연소성능을 검증하기 위한 시험을 수행하였다. 모든 연소시험은 하드웨어의 손상 없이 성공적으로 수행되었다. 본 시험결과는 향후 75톤급 연소기의 설계점 조건에서의 연소성능을 예측하는 기본 데이터로 활용될 수 있을 것이다.

• 한국추진공학회지
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• 제15권6호
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• pp.26-37
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• 2011

30톤급 액체로켓엔진 연소기의 개발 기술을 바탕으로 75톤급 기술검증용 내열재 연소기를 제작하였다. 내열재 연소기의 수력학적 특성은 저유량 조건의 수류시험과 점화시험을 통해 점검하였고, 시험결과 수력학적 기능이 양호함을 보여 주었다. 정적조건의 작동성 측면에서 점화링을 이용한 측면 점화방식 역시 적합한 점화기능을 보여 주었다. 그러나 동특성 측면에서 나타나는 특정 주파수의 생성 및 소멸 현상을 이해하기 위한 면밀한 검토가 요구된다. 이를 위해서는 75톤급 연소기의 정격조건에서 연소 시험이 가능한 대형 연소시험설비가 조속히 구축되어야 할 것이다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권4호
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• pp.71-80
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• 2010

한국형발사체(KSLV-II)는 소형위성발사체(KSLV-I)의 후속으로 개발되는 1.5톤급 지구 저궤도 위성 발사체이다. 한국형발사체를 위해 75톤급 액체로켓엔진을 자력 개발할 예정이며, 이 엔진은 선행 연구로 수행된 30톤급 액체엔진 기술에 기반을 두고 있다. 액체로켓엔진 연소기는 높은 연소안정성과 구조적 건전성, 열적 내구성을 요구한다. 본 논문에서는 75톤급 액체로켓엔진 연소기의 설계요구조건과 이를 구현하기 위한 설계 과정에서 해석적 기반을 활용하여 수행한 제반 기술적 검토 사항을 제시하였다.

• Tribology and Lubricants
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• 제36권2호
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• pp.75-81
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• 2020

In this paper, we present an experimental investigation of the leakage and endurance performances of mechanical face seals in a 75-tonf turbopump for the Korea Space Launch Vehicle II first-stage engine. A mechanical face seal is used between the fuel pump and turbine to prevent mixing of the fuel and turbine gas. However, excessive leakage occurs through the carbon attached to the mechanical face seal bellows. To reduce this leakage, we redesign the mechanical face seal such that the contact area between the fuel and carbon is reduced, height of the carbon nose is reduced, and stiffness of the bellows is increased. Then, we conduct static and dynamic leakage tests and endurance tests to compare the performances of the original and modified mechanical face seals. The investigation of the leakage of the old and new mechanical face seals confirms that the leakage performance is significantly improved, by 80%, in the new design in comparison with the old design. The endurance tests demonstrate that the average wear rate of carbon in the new mechanical face seal is 0.1094 ㎛/s. The service lifetime is predicted to be 4,200 s, which is 28 times greater than the requirement. Finally, we present a new mechanical face seal in a 75-tonf turbopump, and perform a validation test in the real-propellant test facility at the NARO Space Center. Based on the test results, we can confirm that the modified mechanical face seal works well under real operating conditions.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.69-73
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• 2009

75톤급 액체로켓엔진 연소기의 1/2.5-scale 연소기의 시험 결과를 기술하였다. 연소기의 연소압력은 60 bar, 추진제 유량은 약 89 kg/s 그리고 노즐 팽창비는 12이다. 연소성능 및 재생냉각 성능, 연소기의 내구성 확인을 위한 수회의 설계점 연소시험과 저압조건에서의 작동성 및 연소성능을 검증하기 위한 시험이 수행되었다. 모든 연소시험은 하드웨어의 손상 없이 성공적으로 수행되었다. 본 시험결과는 향후 75톤급 연소기의 저압 연소 조건에서의 시험 가능성을 제시하고, 설계점 조건에서의 연소성능을 예측하는 기본 데이터로 활용될 수 있을 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.5-9
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• 2010

본 논문에서는 75톤급 액체로켓엔진 1/2.5-scale 연소기의 연소시험에서 얻어진 동적특성 결과에 대해 기술하였다. 엔진 시동 구간 및 연소실 압력에 따른 동적특성 변화를 살펴보기 위해 연소실 압력 30 bar와 60 bar 상태에서 연소시험이 수행되었으며 이에 따른 연소기의 연소안정성을 검토하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.31-34
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• 2011

75톤급 일체형 재생냉각 연소기 기술검증용 시제의 설계 및 제작에 대하여 기술하였다. 기술검증용 연소기의 설계 연소압력은 60 bar, 추진제 유량은 243.6 kg/s, 그리고 노즐 팽창비는 12이다. 헤드부와 추력실부가 용접되는 일체형 재생냉각형 연소기이다. 본 기술검증용 시제품을 통해 확립된 설계 및 제작 기술들은 비행용 모델 개발에 활용될 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.515-519
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• 2011

75톤급 연소기 헤드부의 구조적인 안정성을 검증하고자 구조시험을 수행하였다. 연소기 헤드부는 재생냉각된 연료와 극저온 산화제에 의하여 고압의 하중을 받을 뿐만 아니라 엔진에서 발생된 추력을 전달한다. 따라서 연소기 헤드부가 소성변형 또는 구조적인 손상 없이 작동하기 위해서는 헤드부의 구조안정성이 매우 중요한 요소이다. 본 연구에서는 구조안정성 평가를 위하여 전자빔용접과 티그용접 두 가지 종류의 용접을 사용하여 헤드부를 제작하고, 구조적인 안정성을 평가하였다. 구조시험 결과 전자빔용접을 적용한 연소기 헤드부가 설계 하중조건에서 구조적인 손상 없이 안정하였으며, 티그용접 연소기 헤드부에 비하여 구조적으로 더 안정함을 보여주었다.