보고서 정보
주관연구기관 |
한국항공우주연구원 Korea Aerospace Research Institute |
연구책임자 |
이수용
|
참여연구자 |
문일윤
,
김성욱
,
문인상
,
홍용기
,
이수지
,
김동기
,
하성업
|
보고서유형 | 최종보고서 |
발행국가 | 대한민국 |
언어 |
한국어
|
발행년월 | 2016-01 |
과제시작연도 |
2015 |
주관부처 |
미래창조과학부 KA |
사업 관리 기관 |
한국항공우주연구원 Korea Aerospace Research Institute |
등록번호 |
TRKO201600000424 |
과제고유번호 |
1711027975 |
DB 구축일자 |
2016-04-16
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초록
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IV. 연구개발결과
1. Power pack 시험설비 구축
다단연소사이클 엔진 파워팩 시험을 수행하기 위해서 케로신 액체로켓엔진 시험장을 건설하였다. 엔진시험장 건설 개요는 다음과 같다.
시험장은 항공센터네 구, 나로호 고체모터 시험장에 건설하였다. 시험설비 건설은 크게 시험장 구조물, 각종 유공압 설비 그리고 제어 및 DAQ설비로 구성되어 있으며 유공압 설비 내에는 저압질소공급설비, 고압질소공급설비, 헬륨공급설비, 산화제공급설비, 케로신공급설비 점화용 연료공급설비 등이 있다. 시험시설은 7월 말 건설을 마치고 몇
IV. 연구개발결과
1. Power pack 시험설비 구축
다단연소사이클 엔진 파워팩 시험을 수행하기 위해서 케로신 액체로켓엔진 시험장을 건설하였다. 엔진시험장 건설 개요는 다음과 같다.
시험장은 항공센터네 구, 나로호 고체모터 시험장에 건설하였다. 시험설비 건설은 크게 시험장 구조물, 각종 유공압 설비 그리고 제어 및 DAQ설비로 구성되어 있으며 유공압 설비 내에는 저압질소공급설비, 고압질소공급설비, 헬륨공급설비, 산화제공급설비, 케로신공급설비 점화용 연료공급설비 등이 있다. 시험시설은 7월 말 건설을 마치고 몇 가지 시험을 실시한 뒤에 8월말 수락시험을 실시하였다. 시험 중 액체산소는 무해하므로 밖으로 배출하였고 케로신은 재사용 탱크를 이용하여 순환하도록 하였다.
2. 기체-액체 단일 분사기 연소시험 (연소기 연소압 80 bar 연소시험)
다단연소사이클 엔진의 주연소기의 산화제는 기체산소가 사용되므로 주연소기에는 기체산소를 공급해주어야 한다. 그런데 로켓엔진의 특성상 분사기당 에너지밀도가 매우 크기 때문에 연소시험에 필요한 기체산소를 설비를 통해 공급하기란 쉬운 일이 아니다. 먼저 다량의 산소가 필요하다. 8톤급 연소기에는 약 16 kg/sec의 산소가 필요하므로 설비에서 직접 가스산소를 공급하기 위해서는 매우 커다란 장비가 요구된다. 또한 입구 조건으로 산소의 온도를 400K 이상 올려야하므로 이 조건을 충족시키기 위해서는 별도의 가열장비가 필요하다.
이보다는 필요한 기체산소를 예연소기를 통해 제작/공급하는 것이 더 편리하므로 다단연소사이클 엔진의 연소기 시험은 단독시험보다는 연계시험의 형태로 실시된다. 따라서 산소를 설비에서 직접 분사하는 방법을 사용하지 않고 예연소기를 통해 액체산소를 기화시켜 연소실로 유입시키는 방법을 사용하였다. 단일분사기 연소기 시험 역시 이러한 개념에 맞춰, 필요한 산소를 공급하기 위한 단일분사기 예연소기를 제작하여 시험을 실시하였다.
시험은 서산 로템 시험장에서 약 10초간 실시되었다. 시험 중 연소기 냉각문제로 인하여 노즐이 녹았으나 분사기는 손상되지 않았다. 이는 역으로 분사기가 매우 안정적이라는 것을 의미한다. 노즐이 녹기 전 약 3.5초 간 연소기는 매우 안정적으로 작동을 하여 향후 주연소기의 가능성을 높여주었다.
3. Power pack 시험 (예연소기-터보펌프 연계시험)
액체로켓엔진의 power pack시험은 엔진사이클의 종류에 따라 가스발생기-터보펌프유닛 혹은 예연소기-터보펌프 유닛을 연계하는 시험을 의미하며 연소기체 추진제를 공급하기 위한 승압시스템이라고도 할 수 있다. 시험은 고흥항공센터 내에서 실시되었다. 시험은 수류시험, 시동시험, 연소시험 등으로 실시되었으며 최종적으로 올해 과제목표였던 10초 연소시험을 달성하였다. 정상상태 구간에서 RPM 약 27000, 터빈입구압력은 약 170 기압, 터빈출구압력은 약 90 기압을 기록하였다. 동압성분은 예연소기의 연료 메니폴드, 산화제 메니폴드, 산화제 링 세 곳에서 측정되었다. 가압식 시험장에서의 예연소기 시험과는 달리 점화와 소화 순간의 큰 섭동은 나타나지 않았으며, 전체 압력 수준은 정격압의 약 1 % 수준이었다.
4. 다단연소사이클 엔진(파워팩)시동 시뮬레이터 개발
액체로켓엔진은 시동단계에서 갑작스런 압력 및 온도 등의 부하변동이 발생할 수 있다. 따라서 시동과도해석을 위한 수치적 연구가 필요하며 이를 시스템 설계에 반영함으로써 액체로켓엔진의 성공적인 개발과 함께 비용, 시간을 절감할 수 있다. 본 연구에서는 8톤급 다단연소사이클 엔진의 파워팩 시동 특성을 알아보기 위해 시뮬레이터를 개발하였다. 시동 특성과 관련된 주요 인자 중 밸브 개방시점에 대해 분산값을 정의하고 몬테카를로 방법을 사용하여 이들이 시동 특성에 미치는 영향을 살펴보았다. 해석 결과, 메인 연료 밸브 개방시점이 시동 특성과 관련된 주요 변수임을 확인하였다. 또한 연소가스 온도의 경우, 밸브 개방시점에 따른 변화는 미미하다는 것을 확인하였다.
Abstract
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IV. Results of the Research
1. Building a Power Pack Test Facility
A kerosene rocket engine test facility was built to test a staged combustion cycle engine power pack. The specification of the test facility is as followed.
A test facility was built at Aerospace center ex-Naro Ho solid moto
IV. Results of the Research
1. Building a Power Pack Test Facility
A kerosene rocket engine test facility was built to test a staged combustion cycle engine power pack. The specification of the test facility is as followed.
A test facility was built at Aerospace center ex-Naro Ho solid motor test field in Goheung. The test facility consists of a structure, hydraulic and pneumatic facilities, control systems and DAQ systems. The hydraulic and pneumatic facilities includes a low pressure N2 supply system, a high pressure N2 supply system, a He supply system, LOx and kerosene suppy systems and a starting fuel supply system. The construction was completed on the end of July and tested until the end of August. During the test LOx was discharged to the surroundings because O2 is harmless and kerosene was collected by a recycle tank. The facility was validated by the tests, and ready for power pack tests.
2. An Uni-Element Combustion Chamber Hot Firing Test
Since a combustion chamber of a kerosene staged combustion cycle engine uses gaseous oxygen, GOx is supplied to the combustion chamber. However, a rocket engine is characterized for high energy density and it is not a simple task to supply necessary amount of gas oxygen to the combustion chamber. Much amount of gas oxygen is needed. For example, around 16 kg/sec of oxygen is required for an 8 tonf class combustion chamber. Thus, very heavy device should be equipped to supply this amount of gaseous oxygen. In addition since the inlet temperature of the oxygen is about 400 K, a heater is also needed to warm up the oxygen.
Therefore, it is preferable to use a preburner to generate gaseous oxygen out of liquid oxygen. As a result, a combustion chamber test is performed as an integration test with a preburner rather than an independent test. An uni-element combustion chamber hot firing test was also commenced with an uni-element preburner.
The test was performed at Rotem test facility in Suhsan. During the hot firing test, a nozzle of the combustion chamber was melt down because of lack of cooling water. Even though the nozzle was damaged, the injector was intact. Thus, it proved that the injector was very reliable because it was survived in the even harsher condition. Until the nozzle was failed, the combustion was very stable and steady. Thus, it can be expected that the injector will work in the full scale combustion chamber.
3. Power Pack Test
A power pack test of a liquid rocket engine is defined by an integration test of a gas-generator and a turbopump unit or a preburner and a turbopump unit. This is a test of pressurizing system in a liquid rocket engine system. The tests were performed at Aerospace center in Goheung. The whole tests consisted of hydraulic tests, starting tests and combustion tests. The longest combustion test was carried out total for 13 sec or for combustion time of 10 sec. In the steady state, r.p.m. turbine inlet pressure and turbine outlet pressure reached 27000, 170 atm and 90 atm, repectively. Dynamic pressures were measured in three points of a fuel manifold, an Lox manifold and an Lox ring. Unlike preburner alone tests, a noticeable overshoot of the pressure was not observed and overall pressure perturbation is around 1% showing that the system was very stable.
4. Development of a Staged Combustion Cycle Engine Power Pack Test Simulator
A liquid rocket engine can cause rapid pressure and temperature variations during the startup period. Thus, a numerical study is important to predict the start transient analysis. In addition, the numerical analysis can reduce time and expense for successful development of liquid rocket engine. In this work, a simulator for the startup analysis of a power pack of a 8 ton class staged combustion cycle engine was developed. Among various parameters, valve opening times were considered as main factors affecting the startup characteristics. Monte-Carlo method was used to analyze the deviation of the valve opening times. As a result, the main fuel valve opening time was important factor associated with the power pack characteristics. In addition, the combustion gas temperature was scarcely related to the deviation of the valve opening times.
목차 Contents
- 표지 ... 1
- 제 출 문 ... 2
- 요 약 문 ... 3
- SUMMARY ... 11
- Contents ... 20
- 목차 ... 23
- 표목차 ... 26
- 그림목차 ... 26
- 제 1 장 서 론 ... 30
- 제 1 절 연구개발의 목적 및 필요성 ... 30
- 제 2 절 연구개발의 내용 및 범위 ... 33
- 제 2 장 국내외 기술개발 현황 ... 35
- 제 1 절 국외 기술개발 현황 ... 35
- 1. 세계적 기술발전 단계 현황 ... 35
- 2. 20년 후 선진국의 기술 발전 미래 전망 ... 35
- 제 2 절 국내 기술개발 현황 ... 37
- 1. 국내 기술 도입 및 발전 과정 ... 37
- 2. 국내 기술학습 단계 현황 ... 37
- 제 3 장 연구개발수행 내용 및 결과 ... 39
- 제 1 절 Power Pack 시험설비 구축 ... 39
- 1. 개요 ... 39
- 2. 시험설비 건설 ... 40
- 3. 유공압 및 P&ID ... 47
- 4. 제어설비 및 DAQ ... 57
- 제 2 절 단일분사기 예연소기/주연소기 시험 ... 62
- 1. 개요 ... 62
- 2. 단일분사기 예연소기 ... 63
- 3. 단일분사기 주연소기 ... 66
- 4. 시험설비 ... 70
- 5. 시험 및 결과 ... 73
- 제 3 절 Power pack 시험 ... 78
- 1. 개요 ... 78
- 2. 예연소기 ... 78
- 3. 터보펌프 ... 81
- 4. 인터페이스 및 마운트 부품, P&ID ... 88
- 5. 시험 및 결과 ... 96
- 제 5 절 다단연소사이클 엔진(파워팩)시동 시뮬레이터 개발 ... 103
- 1. 다단연소사이클 엔진(파워팩) 시스템 구성 ... 103
- 2. 시동 시퀀스 설정 ... 104
- 3. 수학적 모델링 ... 105
- 4. 시동 해석 계산 방법 ... 108
- 5. 몬테카를로 시뮬레이션 ... 110
- 제 4 장 연구개발목표 달성도 및 대외기여도 ... 114
- 제 1 절 연구개발 목표 달성도 ... 114
- 제 2 절 대외 기여도 ... 116
- 제 5 장 연구개발 결과의 활용 계획 ... 117
- 제 1 절 추가연구의 필요성 ... 117
- 제 2 절 활용계획 ... 118
- 끝페이지 ... 119
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