연소기 연소시험설비 고압가스 공급시스템 설계

국문 초록 (Abstract)

발사체의 추진기관은 산화제와 연료인 추진제를 가압제로 가압하여 추진제를 로켓 엔진으로 공급되어 추진력을 얻게 된다. 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. 연소기 연소시험설비는 로켓 엔진의 연소기를 개발하기 위한 시험 설비로 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 케로신(Kerosene)을 사용한다. 이러한 추진제는 질소가스를 사용하여 고압으로 추진제 런탱크를 가압하여 연소실로 공급하게 된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기 연소시험설비에 대한 상세설계가 수행되었으며, 본 논문에서는 고압가스 공급시스템에 대한 설계 결과를 소개하고자 한다.

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

The propulsion system of space launch vehicle pressures the propellant using the pressurant and generates thrust by supplying oxidizer and fuel to the rocket engine. 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 Combustor Combustion Test Facility is the test facility to develop the combustor of rocket engine, which uses liquid oxygen as a oxidizer and kerosene as a fuel. The detailed design for the planned CCTF in Naro Space Center was conducted. In this paper the design results of compressed gas supply system is introduced.

목차 (Table of Contents)

• ABSTRACT
• 초록
• 1. 서론
• 2. 연소기 연소시험설비
• 3. 고압가스 공급시스템 설계
• 4. 고찰
• 5. 결론
• 참고문헌