Management of Test Facility for Tests of Liquid Rocket Engine on Off-Design Condition

Vol.14, No.5, pp.91-99 (2020)

11.. 서서 론론 액체로켓엔진은 발사 전까지 그 성능의 입증을 위해 많은 개발 시험을 거친다. 초기 점화 및 시동 특성 파 악을 위한 시험이나 정격 조건에서의 성능시험을 통해 설계 성능을 검증한다. 하지만 엔진 개발과정에서 여 러 작동 조건의 시험을 통해 탈설계 조건에서의 성능

액체로켓엔진 탈설계 조건 시험을 위한 시험설비 운용

유병일^1,2· 김홍집^2,†· 한영민¹

1한국항공우주연구원 엔진시험평가팀

2충남대학교 기계공학과

Management of Test Facility for Tests of Liquid Rocket Engine on Off-Design Condition

Byungil Yu^1,2, Hongjip Kim^2,† and Yeongmin Han¹

1Engine Test and Evaluation Team, Korea Aerospace Research Institute, Korea

2Department of Mechanical Engineering, Chungnam National University, Korea

Abstract

A liquid rocket engine goes through many tests to prove its performance before liftoff. It means the tests for setting ignition and start-up conditions or a test on design condition, which verifies the design performance. However, the development process requires verification of performance under off-design conditions through tests involving different operating conditions, which affects the duration of engine development. The off-design performance test is performed by altering the conditions of the propellant supplied to the engine in conjunction with the engine performance test that varies the opening of the control valves in the engine. This paper is based on the results of the engine tests performed at the KSLV-II engine test facilities in the Naro Space Center and describes the operations of the test facility for off-design condition test that changes the inlet conditions of the turbo-pump due to changes in the pressure and temperature of the propellant supplied to the test engines.

초 초 록록

액체로켓엔진은 발사 전까지 성능의 입증을 위해 많은 시험을 거친다. 점화 및 시동 조건 설정을 위 한 시험이나 정격 조건에서의 성능시험을 통해 설계 성능을 검증한다. 하지만 개발과정에서 여러 작동 조건의 시험을 통해 탈설계 조건에서의 성능확인이 필요하며 이는 엔진 개발기간에 영향을 준다. 엔진 내의 제어 밸브의 개도를 변화시키는 엔진 성능 시험과 함께 엔진으로 공급되는 추진제의 조건을 변경 시켜 탈설계 성능 시험을 수행한다. 본 논문에서는 나로우주센터에 설치되어 있는 한국형발사체 액체로 켓 엔진 시험설비에서 수행된 엔진 시험 운용 결과를 기초로 하고 있으며, 시험 대상체에 공급되는 추 진제의 압력과 온도의 변화로 터보펌프의 입구 조건을 변경시키는 탈설계 조건 성능시험을 위한 시험 설비 운용에 관한 내용을 기술하였다.

Key Words : Liquid Rocket Engine(액체로켓엔진), Engine Test Facility(엔진시험설비), LOx(액체산소), Kerosene(케로신), Pneumo-hydraulic System(유공압 시스템)

Received: May 17, 2020 Revised: Jul. 21, 2020 Accepted: Jul. 22, 2020

† Corresponding Author

Tel: +82-42-821-5644, E-mail: [email protected]

Ⓒ The Society for Aerospace System Engineeng

확인이 필요하다.

초기 시험에서 점화/시동 조건이 수립되면 엔진의 설계 조건에서의 시험을 수행하여 설계 성능을 입증한 다. 하지만 액체 로켓엔진은 여러 조건에서 운용될 수 있으며 엔진 내 제어밸브의 개도 변화를 통하여 엔진 성능을 변화시킬 수 있다. 또한 개발엔진의 여러 조건 에서의 시동 및 작동 범위 확인을 위해 여러 가지 탈 설계 조건에서의 성능 시험을 수행하게 된다. 이는 발 사체 추진제 탱크 내 압력이 비행 시 변화될 수 있는 가능성을 고려하여 탈설계 시동/점화시험이 필요하며 [1] 임무수행을 위한 엔진의 작동 범위 확인이 필요하 기 때문이다.

1회의 엔진 시험에 수많은 인원과 비용이 소모되는 것을 감안하면 탈설계 조건 시험을 매 시험 시마다 개 별적으로 무한정 수행할 수도 없는 실정이며 이는 곧 엔진의 개발일정 및 비용측면에서 불리한 요인으로 작 용한다. 따라서 시동 후 엔진의 작동조건을 변화시켜 최대한 많은 조건에서의 시험 수행으로 시험 횟수를 줄이는 것이 효율적 엔진 개발 방안이라 할 수 있다.

본 논문에서는 나로우주센터에 설치되어 있는 한국 형발사체 추진기관 시험설비의 엔진시험설비에서 수행 된 한국형발사체 엔진 개발시험 시의 시험설비 운용 결과를 바탕으로 하였으며 탈설계 조건 시험 시 시험 설비의 시험 준비 및 운용 방법을 나타내었다. 결국 초기 시동/점화 및 작동 구간에서 엔진으로 공급되는 추진제의 압력과 온도의 변화로 터보펌프의 입구 조건 을 변경시키는 탈설계 조건 성능시험을 위한 시험설비 운용에 관한 내용을 기술하였다.

22.. 엔엔진진 시시험험 설설비비

22..11 엔엔진진 연연소소 시시험험설설비비 개개요요

나로우주센터에 구축되어 있는 추진기관 시험설비 내에 엔진 연소시험설비는 75톤급 엔진 시험을 위한 엔진 지상 연소 시험설비(RETF; Rocket Engine Test Facility)와 엔진 고공 연소시험설비(AETF;

Altitude Engine Test Facility), 7톤급 엔진 시험을 위한 3단엔진 연소시험설비(UETF; Upper-stage Engine Test Facility)로 총 3기가 구축되어 운용 중 에 있다. 3단 엔진 시험설비의 경우에는 공급설비는

공용으로 사용하고 대상체를 고정하는 테스트 스탠드 가 지상시험용과 고공 환경 시험을 위한 진공 챔버와 디퓨져가 설치되어 있는 고공 시험 테스트 스탠드로 나누어져 있다. 공급탱크와 주 배관을 공용으로 사용 하며 분리부에 블록밸브를 사용하여 시험 운용을 하도 록 설치되어 있어 시험 전 운용 방식은 동일하게 진행 된다. 기존의 문헌[1-11]에서 나로 우주센터에 구축 된 엔진시험설비들의 제원이나 인증시험에 대한 내용 을 확인할 수 있으며 시험 현황을 파악할 수 있다. 하 지만 시험설비의 운용 및 준비과정 특히 탈설계 시험 을 위한 시험설비 운용에 관한 내용은 극히 드물다.

이에 본 논문에서는 시험설비의 운용적 측면, 특히 탈 설계 시험을 위한 시험설비 운용에 대하여 기술하였 다.

Figure 1에는 추진기관 시험설비 내에 구축되어 있 는 엔진 지상 연소시험설비의 연소시험 장면을 후류화 염과 함께 나타내었다. 가스발생기를 사용하는 한국형 발사체 75톤급 엔진의 정격 시험조건에서의 연소시험 [6]으로 추진제 공급 압력과 온도를 설계점으로 유지 시켜 수행된 시험장면이다. 각 시험설비에는 엔진 탈 설계 조건 운용을 위한 추진제 온도 제어 장치와 추진 제 공급을 위한 가압 시스템이 개별적으로 설치되어 있으며 설비별로 용량과 형상의 차이만 있을 뿐 기본

Fig. 1 Photo of engine firing test on RETF [6]

적인 구성이나 운용방식은 유사하다.

는 엔진 개발을 위한 시험횟수에 대한 예로 Figure 2

한국형발사체 75톤급 개발 엔진의 제작 후 수명이 다 할 때까지의 1 기의 개발용 엔진에 대해 수행한 시험 중 산화제 터보펌프 입구 시험 조건을 나타낸다 각 . 포인트가 시동 및 정상작동 시의 터보펌프 입구 조건 에 대한 운용점이다 탈설계 시험에서의 조건 설정은 . 해당 엔진이 비행 시 운용될 수 있는 비행영역에서의 작동 조건에 대한 범위가 설정되고 이 영역에서의 작 동 마진을 고려하여 결정하며 이를 확인하기 위한 시 험조건을 선정하게 된다 이 경우 . 14회의 시험으로 총

개의 작동모드 시험을 수행한 엔진 입구 조건을 보 46

여준다 시동 후 연소시험 중에 시험설비의 가압조건. 을 변경하여 엔진 작동모드를 변경시킨다. 1회 시험의 연소시험 시간에 따라 변경 가능한 엔진 작동모드를 결정하고 연료와 산화제 입구조건을 이에 맞게 조절하 여 시험이 수행된다 시험 중의 작동모드 변경은 시험. 설비에서는 가압압력 변경만이 가능하고 온도 제어는 시험 전에 수행된다.

추진제 공급 압력 제어 시스템 2.2

연소시험 시 추진제는 시험설비에서 엔진에 공급되

는 요구조건에 맞는 유량과 압력으로 공급되어져야 한 다 이를 위해 공급탱크에 추진제를 충전한 후 기체질. 소 가압을 통하여 엔진으로 공급된다 가압을 위한 방. 법으로는 고압의 질소가스를 일련의 오리피스와 밸브 들로 구성된 가압장치를 이용할 수도 있으나 엔진시험

설비에서는 대유량 돔 압력조정기를 사용하고 있다.

은 산화제 추진제 탱크의 가압장치의 구성도 Figure 3

를 보여준다 추진제 공급탱크 가압은 연료 산화제 시. , 스템 모두 상온의 기체 질소를 이용한다 저장소에서 . 최대 40 MPa의 고압 질소를 차 감압용 돔 압력 조1 정기를 통해 최대 5 MPa로 감압한 후 추진제 탱크 가 압용 돔 압력 조정기를 이용해 원하는 압력으로 최종 가압하는 형식이다 산화제 시스템의 경우에는 차로 . 1 감압된 질소를 액체산소 과냉각에 사용하는 이젝터에 공급하기도 한다. 1차 감압용 돔 압력 조정기는 수동 파일럿 압력 조정기를 이용하여 최종 가압 압력에 따 라 3-4 MPa 로 조정하여 사용하며, 2차 감압용 돔 압력 조정기의 돔 압력은 원격 구동을 위해 모터 구동 방식의 파일럿 압력 조정기나 비례제어밸브를 이용한 다.

모터구동방식은 원격으로 모터를 회전시키는 시간의

제어를 통하여 돔압력을 제어하는 방식이며 비례제어 밸브를 이용한 방식은 공급탱크의 압력을 측정하여 입 력된 압력 값과 비교하여 돔 내부의 압력을 제어하는 형식이다. Figure 4와 에 각각의 방식으로 설치된 사5 진을 보여주고 있다.

추진제 온도제어 시스템 2.3

2 4 6 8 10

90 92 94 96 98

Operating point Starting point

Pump inlet temp. [K]

Pump inlet pressure [bara]

Fig. 2 Engine operating condition (LOx pump inlet

pressure/temp.) Fig. 3 Schematic of pressurization system

시험유체인 추진제의 온도제어는 온도를 상승시키는 장치와 냉각시키는 장치로 구분할 수 있다. 산화제인 액체산소의 경우 냉각을 위한 장치인 고압가스를 이용 한 이젝터로 추진제 탱크의 압력을 대기압이하로 떨어 뜨려 액체산소의 포화압력을 낮춰 액체산소를 냉각 상 태로 만드는 방법과 별도의 열교환기를 통해 기체 헬 륨을 냉각시켜 추진제 내로 직접 분사시키는 방법을 사용하고 있다. Fig. 6에는 산화제 시스템의 액체산소 냉각을 위한 이젝터와 냉각 헬륨 공급장치의 구성을 나타내었다.

산화제 시스템의 경우 별도의 온도 가열 장치는 구 성되어 있지 않으며 시험 요구 온도가 92 K 이상인 경우 산화제 탱크의 압력을 해당 온도의 포화압력으로 유지시켜 원하는 온도를 얻을 수 있다. 이를 위해 원

거리에 위치한 저장탱크에서 충전 시 충전유량을 조절 하여 산화제 탱크로 충전하고 시험 전까지 가스 배출 밸브를 이용한 공급탱크 얼리지 공간의 압력제어로 온 도를 상승시켜 시험한다.

Figure 7은 연료 시스템의 온도제어장치의 구성도를 보여준다. 연료인 케로신의 온도 제어를 위하여 별도 의 열교환기가 존재한다. 연료 공급 탱크에 충전된 케 로신을 열교환용 펌프를 이용해 열교환기로 공급하여 온도 제어를 수행한 후에 다시 연료탱크로 채워지는 순환 방식이다. 열교환기 내에는 냉각을 위한 액체질 소 공급배관과 가열을 위한 히터 및 물 공급배관이 설 치되어 있다. 시험 시 연료의 요구온도가 충전된 케로 신보다 높을 때는 히터를 구동하고 열교환기에 물을 공급하여 케로신이 가열된 온수를 통과하면서 가열되 며 반대의 경우는 열교환기에 액체질소를 공급하여 냉 각된 케로신을 원하는 온도에 도달할 때까지 순환시켜 요구조건에 부합하는 온도를 얻을 수 있다. 액체질소 를 사용하는 경우 펌프 구동을 중지하면 열교환기 내 의 케로신이 동결될 수 있어 냉각 종료 전에 액체질소 를 배출하고 공급탱크 내의 케로신을 일정 기간 순환 시켜 재사용 및 설비 관리에 유의하여 운용된다.

Figure 8은 3단 엔진 연소시험설비에 설치되어 운 용 중인 연료 시스템의 공급 탱크와 열교환기 온도제 어장치를 보여준다. 열교환기를 통해 온도 조절이 수 행된 이후에도 케로신의 온도 변화를 줄여주기 위해 공급탱크와 배관 등이 단열되어 설치된 것을 볼 수 있

Fig. 6 Schematic drawing of liquid oxygen cooling system [13]

Fig. 4 Dome-loaded Regulator with motor- driven pilot regultor [12]

Fig. 5 Dome-loaded Regulator with proportional control valve

M

Moottoorr--ddrriivveenn P

Piilloott RReegguullaattoorr

D

Doommee--llooaaddeedd R

Reegguullaattoorr

D

Doommee--llooaaddeedd R

Reegguullaattoorr P

Prrooppoorrttiioonnaall C

Coonnttrrooll VVaallvvee

다.

33.. 운운용용 방방법법 및및 결결과과

33..11 압압력력 조조건건 변변경경

시험설비에서의 압력조건을 시험 중에 변화시키는 방법은 가압시스템에서의 가압조건을 변경하는 것이

다. 승압조건의 경우 돔가스조정기의 돔압력을 상승시 켜 추진제 공급탱크의 가압력을 증가시킨다. 한국형발 사체 엔진 연소 시험설비의 돔압력 조절을 위한 방법 으로는 두가지의 방법을 사용하고 있으며 첫 번째는 초기 설계시의 신뢰성 확보에 주안점을 둔 모터구동방 식으로 이는 수동 압력조정기의 핸들에 모터를 이용하 여 원격으로 모터의 구동시간을 제어하여 돔압력 조절 을 수행하는 방법으로 목표압력에 대한 피드백이 없이 시험 전에 모터 구동시간에 대한 압력 변화를 파악한 후 연소 중에 이를 적용시키는 간접적인 방법으로 설 정된 목표압력에 정확히 도달시키기 어려운 단점이 있 다. 또한 이 방법은 반응이 늦고 순간적인 압력상승 시에 설정된 압력 이상으로 돔압력을 상승시킬 수 없 기 때문에 돔가스조정기의 개도를 일정량이상 개방시 키지 못해 설정된 압력으로 공급탱크 가압압력에 도달 될 때까지 상대적으로 긴 시간이 필요하다.

두 번째 방법은 돔압력조정기의 파일럿 레귤레이터 를 대신해 비례제어밸브를 사용하는 방법이 사용된다.

비례제어밸브는 밸브 내부에 공급과 배출을 위한 전자 식 밸브가 구성되어 있고 피드백 압력과 설정된 압력 을 비교하여 돔압력을 제어한다. 이 방법은 운용자가 설정 압력값을 직접 입력하여 사용 할 수 있으며 초당 수십 회의 제어로직이 적용되어 목표압력에 대해 상대 적으로 정밀한 압력제어가 용이하고 승압 시에도 모터 구동 방식보다 빠르고 정확하게 도달한다. 이는 비례 제어밸브의 입력압력까지 돔 압력을 증가시켜 압력조 정기의 개도를 목표압 이상으로 개방시켜 공급탱크의 승압 속도를 증가시킬 수 있기 때문이다. 하지만 기계 적 구동방식인 모터구동방식에 비해 전자식이라는 방 식이 가지는 확률적 오류 가능성이 크다는 단점이 있 다. 따라서 시험 전 비례제어밸브의 정상작동 확인이 필수적이다.

Figure 9는 엔진의 입구조건 변화를 가지는 탈설계 연소시험 중 산화제 펌프 입구압력 상승에 대한 두 가 지 방식의 시험결과를 나타낸다. 동일한 압력에서 시 험도중 압력상승 및 하강에 대한 제어 명령을 같은 시 간(0 s)에 인가하였을 때의 두 가지 방식의 비교 결과 이다. 공급압력을 상승시키는 경우 모터구동 방식은 비례제어밸브를 사용하는 경우보다 공급탱크의 압력 상승이 늦게 시작하는 것을 볼 수 있으며 상승하는 기 Fig. 7 Schematic drawing of heat exchanger

equipment of fuel supply system

Fig. 8 Photo of heat exchanger equipment and fuel run tank

K Keerroosseennee R Ruunn TTaannkk

H Heeaatt E

Exxcchhaannggeerr

F Feeeeddiinngg P Puummpp

울기도 비례 제어 밸브보다 완만하여 압력 상승이 느 리게 진행된다. 반대의 경우인 공급탱크의 압력을 하 강시키는 경우에도 비례제어밸브의 경우와 비교하여 느리게 진행되는 것을 볼 수 있다. 압력을 하강시키는 경우에는 돔압력조정기를 통한 가압 질소 공급을 멈추 고 대유량의 배출밸브를 이용하여 공급탱크 내의 가압 질소를 배출시키는 데 이를 위해서는 돔 압력조정기의 개도를 유지하고 있던 돔 내부의 압력을 빠르게 배출 시켜야 한다. 비례제어밸브는 자체의 배출밸브로 이를 빠르게 수행할 수 있어 더 빠른 결과를 얻게 된다.

Figure 10은 3단 엔진 연소시험설비에서 수행된 한 국형발사체 3단 엔진의 한 시험결과를 보여준다. 연소 시간 320초 동안 비례제어밸브를 이용한 터보펌프 입 구 압력변경 시험결과를 보여준다. 작동구간 중 산화 제 입구압력 4회, 연료펌프 입구압력 3회의 공급 압력 변경으로 총 5회의 엔진 작동모드 변경이 수행되었으 며 각 모드별 정상 작동구간을 표시하였다. 압력 변화 의 증감량에 따라 변이구간의 시간차가 존재하나 충분 한 시간의 엔진 작동영역을 얻을 수 있다. 특히 시험 시간 250초 이후의 경우 설정압력에 도달하는 시간이 다른 조건에 비해 설정 압력 도달 시간이 더 많이 필 요하게 되는 데 이는 압력조정기의 최대 공급 유량은 일정하지만 연소로 소진된 추진제 탱크 내부의 얼리지 부피가 커짐에 따라 설정압력까지 도달하기 위한 가압 시간이 증가하기 때문이다. 연료와 산화제의 압력제어 반응을 비교하면 초저온 가스인 액체산소의 압력제어 반응과 진폭이 비교적 크다는 것을 볼 수 있는데 이는

산화제가 2 배 이상의 공급유량을 필요로 하는 것과 초저온 추진제를 가압하는 경우 가압용 질소가스가 냉 각된 공급탱크 내부로 공급되면서 발생하는 밀도 변화 에 따라 소요 가압 유량이 변화하는 것, 그리고 가압 용 돔압력조정기의 오차율 등에 기인한다.

33..22 온온도도 조조건건 변변경경

시험설비에서 엔진으로 공급되는 추진제의 온도는 압력과 달리 시험 중에 변화시키는 경우는 없고 시험 전에 주어진 요구 온도 조건에 맞게 추진제의 온도를 조절한다. 이 때 추진제가 공급탱크에서 엔진까지의 배관이나 밸브 등을 통과하면서 발생하는 온도변화 및 추진제 온도 조절 후 연소시험 직전까지의 보관 시간 등에 따른 온도 변화를 예측하여 공급탱크 내의 추진 제 온도를 제어하게 된다. 이는 시험 하루 전 혹은 시 험 수 시간 전에 행해질 수 있으며 추진제 공급탱크와 연결된 온도 제어를 위한 별도의 시험 장치를 구성하 여 운용된다.

산화제 온도 공급조건 제어는 초저온 상태인 액체산 소의 승온을 위한 별도의 장치는 구성되어있지 않고 시험 전에 저장탱크로부터 공급탱크로 충전 및 시험 전까지 보관 시에 목표 온도에 상응하는 포화 압력을 공급탱크의 압력제어장치를 통하여 유지시키는 방법으 로 운용된다. 대기압에서 약 90 K의 온도를 가지는 액체산소는 생산 공장에서 이송 및 저장탱크의 보관 시 유지 압력에 따라 온도가 93-95 K의 온도를 가진 다. 따라서 공급탱크로의 충전 시 충전 속도를 조절하

0 5 10 15 20

0.35 0.40 0.45 0.50 0.55 0.60 0.65 0.70 0.75

Pressure [MPa]

Time [s]

Motor-driven Servo control

Fig. 9 Comparison of dome-loaded regulator control

0 50 100 150 200 250 300

0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9

Pressure [MPa]

Time [s]

Command pressure(LOx) Runtank pressure(LOx) Command pressure(fuel) Runtank pressure(fuel)

: Effective operating region

Fig. 10 Test mode for turbopump inlet pressure alteration

여 온도를 상승시키는 방법도 병행하여 운용하고 있 다. 액체산소의 냉각 시험 조건인 경우는 공급탱크에 저온헬륨가스 공급 장치와 질소가스를 이용한 이젝터 를 사용한다. 이젝터를 이용하여 탱크 얼리지의 압력 을 낮춰 액체산소의 온도를 하강시키는 방법은 헬륨 분사의 방법보다 효과적이나 충전된 탱크의 상부부터 온도가 하강하기 때문에 상하부의 온도 차이가 약 0.5 K 온도 성층화가 존재하는 단점이 있다[13]. 하지만 수백회의 시험 횟수를 운용하는 측면에서 고가의 헬륨 을 분사시키는 방법보다 이젝터를 이용한 냉각방법이 경제적이고 운용이 단순하기 때문에 주로 이 방법을 사용한다. Figure 11에는 3단 엔진 연소시험설비에서 수행된 이젝터를 이용한 액체산소 냉각 시험결과이다.

공급탱크의 내부에 충전된 액체산소의 약 50% 지점에 온도를 측정하였으며 공급탱크의 상부 얼리지 공간의 압력을 함께 측정한 것이다. 이젝터 가동 전 약 24시 간 전부터 액체산소의 해압으로 90 K의 액체산소에서 시작하여 약 17분간의 이젝터 가동으로 액체산소의 온 도를 84.5 K까지 냉각시킬 수 있었다.

0 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 1100 84

85 86 87 88 89 90

LOx temperature Tank pressure

Time [s]

LOx Temp. [K]

0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1.0

Tank pressure [MPa]

Fig. 11 Runtank pressure and LOx temperature in cooling test using vacuum ejector

연료(케로신)의 온도 조건 변경을 위한 장치로 공급 탱크와 연결 된 열교환기가 구축되어 있으며 공급탱크 내의 케로신을 전용 펌프를 통해 열교환기를 거쳐 온 도를 변화시킨 후 공급탱크로 순환하는 방식으로 운용 된다. 열교환기는 온도상승을 위한 히터와 냉각을 위 한 액체질소 공급/배출 배관이 구성되어 있으며 온도

의 증가량에 따라 열교환기 내의 액체질소와 물의 수 위를 조절하여 사용한다. 냉각 시에는 시험 전까지의 온도 상승을 고려한 범위로 냉각하여야 하며 펌프 종 료 시 열교환기 내부의 온도가 케로신의 어는 점까지 상승하도록 케로신을 추가로 순환시켜 결빙을 방지하 여야 한다. Figure 12는 시험 전 열교환기를 이용한 냉각 시의 순환펌프 입출구와 공급탱크 내 케로신 온 도변화를 나타내었으며 동시에 열교환기의 액체질소 수위를 나타내었다. 결과는 70여 분 간의 시험결과를 나타내었으나 실제 운용 시 온도를 하강시키고 안정화 까지 수 시간이상의 시간이 소요된다. 이 시간동안 펌 프는 계속 구동하여 케로신의 동결 방지와 온도 안정 화 구간이 필요하다. 열교환기 내의 액체질소의 수위 가 상승하기 전에도 케로신의 온도가 낮아지는 것을 볼 수 있는데 이는 액체질소를 공급하기 전 열교환기 예냉 시 액체질소가 기화하여 저온의 가스 상태로 존 재하기 때문이다.

0 10 20 30 40 50 60 70

270 271 272 273 274 275 276 277 278 279 280 281 282 283 284 285

Temperature [K]

Time [min]

HEX inlet temp.

HEX outlet temp.

Fuel temp. in runtank

0 20 40 60 80 100

HEX LN level

LN Level in HEX [%]

Fig. 12 Fuel temperature and heat exchanger LN level

44.. 결결 론론

한국형발사체 엔진 연소시험설비에서 수행된 엔진 작동점 변경을 위한 탈설계 조건 시험설비 운용 방법 과 결과를 기술하였다. 시험설비는 터보펌프 입구에서 의 온도와 압력을 변화시켜 공급하여 엔진이 경험할 수 있는 작동 영역에 변화를 줄 수 있다. 이를 위해 추진제의 온도 조절 방법과 가압압력 변경을 수행한

다. 압력 변경의 경우 비례제어밸브를 통한 공급탱크 가압력 변화로 시험이 수행되었으며 온도 제어의 경우 이젝터와 헬륨 분사로 산화제의 온도 제어를 수행하였 고 열교환기를 통한 순환 방식으로 연료의 온도 제어 가 수행되었다. 현재까지 수행된 시험결과를 바탕으로 압력 제어로직의 보완과 온도 조절 범위의 확대로 더 극한 탈설계 조건 시험이 수행될 예정이다.

후 후 기기

본 논문은 과학기술정보통신부의 재원으로 수행된 한국형발사체개발사업의 연구결과임.

RReeffeerreenncceess

[1] Kwang-Jin Lee, ChaeHyung Kim, JaeYoung Park, JunSoo Jeon, ChangHwan Hwang, JiHyuk Lim, DaeBan Seo, YoonSeok So, SeongPil Woo, SeungJae Yi, JungHo Lee, SeungHan Kim and YeongMin Han,

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“Development of 3rd Stage Engine Test Facility for KSLV-II Propulsion System”, Proc. of the Korean Society of Propulsion Engineers Fall Conf., pp.

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[5] Seung-Han Kim, Ji-Hoon Kim, Kwang-Jin Lee, Nam-Kyung Cho and Yeoung-Min Han,

“Development of Rocket Engine Test Facility for

KSLV-II Propulsion System”, Proc. of the Korean Society of Propulsion Engineers Spring Conf., pp.

704-707, 2013.

[6] SeungHan Kim, SeungRyong Kim, SungHyuk Kim, ChaeHyung Kim, DaeBan Seo, SeongPil Woo, ByungIl Yu, YoonSeok So, KwangJin Lee, SeungJae Lee, JungHo Lee, JiHyuk Lim, JunSoo Jeon, NamKyung Cho, ChangHwan Hwang and YeongMin Han, "Development Test of 75 tonf Engine System for KSLV-II," Proc. of the Korean Society of Propulsion Engineers Fall Conf., pp. 888-891, 2016.

[7] Kwang-Jin Lee, SeungRyong Kim, SungHyuk Kim, SeungHan Kim, ChaeHyung Kim, DaeBan Seo, SeongPil Woo, ByungIl Yu, YoonSeok So, SeungJae Yi, JungHo Lee, JiHyuk Lim, JunSoo Jeon, NamKyung Cho, ChangHwan Hwang and YeongMin Han, “Development Test Status of 7 tonf-class Engine for KSLV-II”, Proc. of the Korean Society of Propulsion Engineers Fall Conf., pp. 874-882, 2016.

[8] SeungHan Kim, SeungRyong Kim, SungHyuk Kim, ChaeHyung Kim, DaeBan Seo, SeongPil Woo, ByungIl Yu, YoonSeok So, KwangJin Lee, SeungJae Lee, JungHo Lee, JiHyuk Lim, JunSoo Jeon, NamKyung Cho, ChangHwan Hwang, Jea-Young Park and YeongMin Han, “Current Status of Development Test of 75 tonf Engine System for KSLV-II”, Proc. of the Korean Society of Propulsion Engineers Spring Conf., pp. 334-335, 2018.

[9] SeungHan Kim, SeungRyong Kim, SungHyuk Kim, ChaeHyung Kim, DaeBan Seo, SeongPil Woo, ByungIl Yu, YoonSeok So, KwangJin Lee, SeungJae Lee, JungHo Lee, JiHyuk Lim, JunSoo Jeon, NamKyung Cho, ChangHwan Hwang, Jea-Youn Park and YeongMin Han, “Current Status of Development Test of 75 tonf Engine System for the First and Second Stage of KSLV-II”, Proc. of the Korean Society of Propulsion Engineers Fall Conf., pp.

745-746, 2018.

[10] JunSoo Jeon, SeongPil Woo, JiHyuk Lim, KwangJin Lee, JunSoo Jeon, ChangHwan Hwang, SeungHan

Kim and YeongMin Han, "Certification of High Altitude Test Facility for KSLV-II Upper-stage Engine," Proc. of the Society of Aerospace System Engineering Spring Conf., pp. 678-679, 2017.

[11] YoonSeok So, SeungJae Lee, JiHyuk Lim, SeongPil Woo, KwangJin Lee, SeungHan Kim and YeongMin Han, "The Measurement System of Operation Status for Liquid Rocket Engine Test Facility," Proc. of the Society of Aerospace System Engineering Spring Conf., pp. 680-681, 2017.

[12] ByungIl Yu, ChaeHyung Kim, DaeBan Seo, SeongPil Woo, YoonSeok So, KwangJin Lee, SeungJae Lee, JungHo Lee, JiHyuk Lim, JunSoo Jeon, ChangHwan Hwang, SeungHan Kim and YeongMin Han, "Pressure Control of Propellant Supply Pressure with Dome Loaded Regulator for Liquid Rocket Engine Test Facility," Proc. of the Korean Society of Propulsion Engineers Fall Conf., pp. 512-513, 2017.

[13] Daeban Seo, Byoungil Yoo, Jungho Lee, Namkyung Cho, Seunghan Kim and Yeoungmin Han, "Liquid Oxygen Supercooling System in the 75 tonf-class Liquid Engine Combustion Test Facility," Proc. of the Korean Society of Propulsion Engineers Spring Conf., pp. 1080-1083, 2017.