연소기 연소시험 설비 연료 공급 시스템 해석

국문 초록 (Abstract)

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.

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

The propulsion system of space launch vehicle generates thrust by supplying oxidizer and fuel to combustion chamber. KSLV-II 2nd stage engine, currently under development by KARI, is to use liquid oxygen as a oxidizer and JET-A1 as a fuel. The 2nd stage pump-fed engine is mainly composed of combustion chamber, turbo-pump and engine supply system. To develop liquid propulsion engine, the development of combustion chamber must be preceded. For performance validation of the combustion chamber, the designed and manufactured combustion chamber should be tested in combustion chamber test facility (CCTF). The detailed design for the planned CCTF in Naro Space Center was conducted. The fuel supply system modeling using AMESim was performed based on the results of the detailed design, and the fuel supply characteristics was analyzed in this paper.

목차 (Table of Contents)

• ABSTRACT
• 초록
• 1. 서론
• 2. 연료 공급시스템
• 3. 공급시스템 모델링 및 해석
• 4. 해석 결과 및 고찰
• 5. 결론
• 참고문헌

참고문헌 (Reference)

• 1 고영성, "액체로켓엔진 지상 연소성능 시험설비(KARI_ReTF)" 459-466, 2002
• 2 이광진, "액체로켓엔진 연소기의 성능평가를 위한 가압식 연소시험설비의 구성 요구조건" 한국추진공학회 15 (15): 94-102, 2011
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• 4 Sutton, G. P., "Rocket Propulsion Elements, 6th ed" John Wiley & Sons Inc 1992
• 5 G Dunn, "Pressure Fed Thrust Chamber Technology" NAS 1990
• 6 Michael J. A., "Liquid Engine Test Facilities Assessment" The Aerospace Corporation 2002
• 7 LMS Imagine.Lab, "AMESim Reference Manual rev 9"