Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers (한국추진공학회지)

The Korean Society of Propulsion Engineers (한국추진공학회)
권호 표지

Liquid Rocket Engine System of Korean Launch Vehicle

한국형발사체 액체로켓엔진 시스템

  • 조원국 (한국항공우주연구원 추진기관팀) ;
  • 박순영 (한국항공우주연구원 추진기관팀) ;
  • 문윤완 (한국항공우주연구원 추진기관팀) ;
  • 남창호 (한국항공우주연구원 추진기관팀) ;
  • 김철웅 (한국항공우주연구원 추진기관팀) ;
  • 설우석 (한국항공우주연구원 추진기관팀)
  • Received : 2010.01.04
  • Accepted : 2010.02.13
  • Published : 2010.02.28
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Abstract

A system design has been conducted of the liquid rocket engine for Korean launch vehicle (KSLV-II, Korea Space Launch Vehicle II). The present turbopump-fed liquid rocket engine of vacuum thrust 76 ton and vacuum specific impulse 297 sec adopts gas generator cycle. The combustion pressure of the regeneratively cooled combustor is 60 bar. The propellant is LOx/kerosene. The engine is started by pyrostarter and the combustor is ignited by TEA (TriEthylAluminium). The engine system performance and the subsystems performance requirements are given through energy balance analysis. The combustion pressure, specific impulse and the engine mass are analyzed to be reasonable comparing with the published data. The startup analysis method which will be used in the future has been validated against the turbopump-gas generator coupled test. The tuning method for performance variation of the engine which is not actively controled has been prepared by mode analysis and performance deviation analysis.

한국형 발사체 (KSLV-II, Korea Space Launch Vehicle II)에 적용될 액체로켓엔진의 시스템 설계를 수행하였다. 진공 추력 76톤, 진공 비추력 297 sec인 본 엔진은 가스발생기 사이클로 터보펌프 가압방식을 적용한다. 연소기는 재생냉각형이며 연소압 60 bar이다. 추진제는 액체산소/케로신 조합이다. 엔진 시동은 파이로시동기를 이용하며 연소기 점화는 TEA (TriEthylAluminium)를 사용한다. 에너지 밸런스 해석을 통해서 엔진 시스템 성능과 서브시스템 요구 성능을 결정하였다. 연소압, 비추력 및 엔진무게의 적정성을 사례분석을 통하여 평가하였다. 터보펌프-가스발생기 연계시험과 비교하여 시동 해석방법을 검증함으로써 향후 적용을 위한 준비를 마쳤다. 본 엔진은 능동제어를 적용하지 않으며 모드해석과 분산해석을 통해서 성능 보정 방안을 확정하였다.

Keywords

References

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