초록 ▼

Ⅳ. 연구개발결과
정지궤도 위성 발사체 3단 엔진의 요구조건을 고려하여 비추력 350 이상을 목표로 하는 다단연소사이클 엔진 시스템을 설계하였고, 엔진 시스템 요구규격에 따라 연소압력 200 bar의 예연소기와 연소압력 80bar에 해당하는 연소기의 시제품을 설계/제작하였다.

엔진에서 연소기가 제외된 파워팩 시제를 먼저 제작하였고, 파워팩 시험 후 제작된 연소기를 장착하여 엔진 초기 기술검증시제(TDM0)를 구성하였다. 7차례 파워팩 시험을 통해 각 구성품의 수력학적 특성을 확인하고 시동 시퀀스를 정립할 수 있었다

Ⅳ. 연구개발결과
정지궤도 위성 발사체 3단 엔진의 요구조건을 고려하여 비추력 350 이상을 목표로 하는 다단연소사이클 엔진 시스템을 설계하였고, 엔진 시스템 요구규격에 따라 연소압력 200 bar의 예연소기와 연소압력 80bar에 해당하는 연소기의 시제품을 설계/제작하였다.

엔진에서 연소기가 제외된 파워팩 시제를 먼저 제작하였고, 파워팩 시험 후 제작된 연소기를 장착하여 엔진 초기 기술검증시제(TDM0)를 구성하였다. 7차례 파워팩 시험을 통해 각 구성품의 수력학적 특성을 확인하고 시동 시퀀스를 정립할 수 있었다. 파워팩에 연소기를 장착한 초기 기술검증시제(TDM0)엔진 시험을 통해 약 27,000 rpm을 획득하였고 설계 연소압력이상의 예연소기 연소 압력과 연소기 연소압력을 획득하였고 동압력 데이터를 분석하였다. 또한 다단연소사이클 엔진의 각 부분을 모델링하여 파워팩 시스템을 모사하였고 이를 시험 측정치와 비교한 결과 허용할 만한 오차로 시험결과에 부합하는 해석치를 얻을 수 있었다.

(출처 : 요약문)

Abstract ▼

IV. Results of the Research
Considering 3rd stage engine requirement of geo-stationary satellite launch vehicle, engine specification with specific impulse 350 is established. According to engine specification, pre-burner of 200 bar combustion pressure and combustor with 80 bar combustion pressur

IV. Results of the Research
Considering 3rd stage engine requirement of geo-stationary satellite launch vehicle, engine specification with specific impulse 350 is established. According to engine specification, pre-burner of 200 bar combustion pressure and combustor with 80 bar combustion pressure are designed andmanufactured. Powerpack systemis assembled andmanufactured to investigate initial hydraulic and starting characteristics. Trough combustor coupled test primitive engine test(TDM0), 27,000 rpmturbopump rotation speed is obtained alongwith pre-burner and combustor combustion pressure higher than designed target values. Analytic simulation for the staged combustion cycle engine are carried out and simulation results can be obtainedwith acceptable deviation comparing with test results

(출처 : SUMMARY)

목차 Contents

• 표지 ... 1제 출 문 ... 2요 약 문 ... 3S U M M A R Y ... 5C O N T E N T S ... 7목차 ... 10표목차 ... 13그림목차 ... 15제 1장 서 론 ... 21제 2장 국내외 기술개발 현황 ... 22 1절 해외 다단연소사이클 로켓엔진 기술개발 현황 ... 22 2절 국내의 다단연소사이클 로켓엔진 기술개발 현황 ... 22제 3장 연구개발 수행내용 및 결과 ... 24 1절 엔진 요구조건 설정 ... 24 1. 발사체 예상 규격 ... 24 2. 발사체 엔진 요구 규격 ... 26 2절 엔진 기본 규격 ... 28 1. 엔진 설계 규격 ... 28 2. 시스템 구성 Schematics ... 28 3절 엔진 구성품 설계 규격 ... 31 1. 예연소기 규격 ... 31 2. 연소기 규격 ... 62 3. 터보펌프 규격 ... 77 4. 밸브 규격 ... 83 4절 파워팩 및 엔진(기술검증 초기 시제) 시스템 구성 ... 92 1. 파워팩 시스템 구성 ... 92 2. 엔진(기술검증 초기 시제) 시스템 구성 ... 102 5절 시험계획 ... 105 1. 시험설비 구성 ... 105 2. 시험개요 ... 128 3. 시험 시퀀스 ... 134 6절 시험결과 ... 139 1. 파워팩 연소시험 결과 및 분석 ... 139 2. 엔진 시스템 연소시험 결과 및 분석 ... 161 7절 엔진해석 ... 173 1. 다단연소엔진 방정식 분석 ... 173 2. 엔진해석 결과 ... 188 3. 다단연소엔진 해석 결론 및 진행 계획 ... 194 8절 위탁과제 요약 ... 195 1. 산화제 과잉 연소가스에 대한 금속재료의 연소 환경 적합성 연구 ... 195 2. 다단연소사이클 액체엔진의 시동 특성 연구 ... 201 9절 요약 ... 206제 4장 연구개발목표 달성도 및 대외기여도 ... 207 1절 연구개발목표 달성도 ... 207 2절 대외 기여도 ... 208제 5장 연구개발결과의 활용계획 ... 209끝페이지 ... 210