밀리터리

효율 높은 ‘다단연소 사이클 엔진’ 개발 도전장


항우연 연구진, ‘다단연소 사이클 로켓 엔진’ 기술 개발 


우주 선진국도 일부만 기술 확보, 해외 연구진 놀라워해


“미래 우주 기술은 우리 손으로” 자부심


인간의 화성 착륙 프로젝트를 추진하고 있는 스페이스X는 2016년 9월 랩터 (Raptor) 엔진 연소시험 사진을 전격 공개했다. 초대형 화성탐사 로켓인 ITS(Interplanetary Transport System)에 장착될 랩터 엔진은 현재 스페이스X사의 주력 발사체인 ‘팰컨 9’에 장착된 멀린(Merlin) 엔진보다 3.6 배 정도 강력한 추진력을 내는 것은 물론 10% 이상 높은 효율을 자랑한다. 랩터 엔진이 이처럼 높은 효율과 강력한 힘을 발휘할 수 있는 것은 바로 ‘다단연소 사이클(Staged-Combustion Cycle)’이라는 방식을 채택하고 있기 때문이다. 차세대 로켓 엔진의 주력으로 평가받는 다단연소 사이클 로켓 엔진 기술은 우주 발사체 보유국 중에도 러시아와 미국 등 일부에서만 자체 기술을 보유하고 있는 정도다. 
여기에 한국 연구진이 도전장을 던졌다. 한국항공우주연구원 연구진은 다단연소 사이클 로켓 엔진에 필요한 요소기술과 주요 구성품 개발을 지난 10여 년 가까이 진행하고, 단계별로 연소시험까지 수행했다. 한국형 발사체(KSLV2) 개발에 세간의 이목이 쏠리고 있는 사이 다른 한쪽에서는 이미 한국형 발사체 이후를 대비하고 있었던 셈이다. 적은 예산과 인력이지만, 우리의 로켓 엔진 개발사에 또 하나의 의미 있는 발자국을 남기고 있는 다단연소 사이클 로켓 엔진 개발 이야기로 들어가 보자.



◇재연소를 통해 로켓 엔진 효율 높이는 다단연소 사이클 로켓 엔진


현재 인류가 보유하고 있는 기술로 우주에 갈 수 있는 유일한 운송수단은 추진제를 비행체 안에 모두 가지고 있는 로켓 기관이다. 또 비행체를 우주까지 보내고, 진공상태인 우주에서 비행하기 위해서는 반드시 로켓 엔진의 힘을 빌려야 하지만, 안타깝게도 로켓 엔진의 추진효율은 다른 동력기관에 비해 매우 낮은 수준이다. 실제 가스터빈엔진의 ‘비추력(추진제 1kg이 1초 동안 소비될 때 발생하는 추력으로 단위는 초로 표시)’은 수천 초에 달하지만, 로켓 엔진은 10분의 1 수준인 수백 초에 불과하다. 결국, 얼마나 높은 비추력을 내느냐가 로켓 엔진 개발의 관건이다.

다단연소 사이클 로켓 엔진과 기존의 개방형 사이클 로켓 엔진은 공통적으로 펌프를 사용해 주연소실로 공급하는 추진제의 압력을 높여 연소압을 높인다. 연소압이 높을수록 엔진의 무게는 가벼워지고, 비추력은 높일 수 있기 때문이다. 그렇다면 다단연소 사이클 로켓 엔진은 개방형 사이클 엔진과 무엇이 다를까?


현재 대부분 서방 국가에서 채택하고 있고, 우리의 한국형 발사체 7톤급, 75톤급 로켓 엔진에도 적용하고 있는 ‘개방형 사이클 로켓 엔진’은 터빈을 돌리는 데 사용한 연소가스가 터빈 배기구를 통해 외부로 배출된다. 따라서 엔진의 압력을 높일수록 주연소실에서의 효율은 올라가지만, 버려지는 추진제량이 증가하면서 높은 압력까지 올릴 수는 없다. 이와 달리 다단연소 사이클 로켓 엔진은 터빈을 돌리기 위해 사용한 추진제의 연소가스를 다시 주연소실로 보내 재연소하기 때문에 버려지는 추진제가 없어 압력을 높이더라도 높은 효율을 그대로 유지할 수 있다.

이러한 이유로 대형 개방형 사이클 로켓 엔진은 주연소실 압력을 통상 100기압 정도 전후에서 동작하도록 설계하는 반면, 다단연소 사이클 로켓 엔진은 주연소실 압력을 200~250기압에서 동작하도록 설계할 수 있다. 연소압력이 높고 버려지는 추진제가 없기 때문에 당연히 더 높은 비추력을 기대할 수 있다. 보통 개방형 사이클 로켓 엔진보다 다단연소 사이클 로켓 엔진의 비추력은 10% 이상, 즉 ISP 기준으로는 30초 이상 높다.

또한 개방형 엔진의 가스발생기는 가급적 소량의 추진제만을 소모하도록 연소가스의 온도를 터빈 재질 한계온도(1,000K 이상)까지 올려 운영하지만, 대량의 산소과잉가스를 사용하는 다단연소 사이클에서는 600K 정도의 낮은 온도로 연소를 시키도 충분하다. 이와 함께 개방형에서는 가스발생기 배기가스를 외부로 배출하기 때문에 주연소기와 가스발생기 연소압력이 비슷하지만, 다단연소 사이클에서는 예연소기의 가스가 터빈을 돌린 후 주연소기로 들어 가야하기 때문에 예연소기는 통상 주연소기에 비해 2~2.5배 정도 높은 압력을 가져야 한다는 어려운 점도 있다.



◇현재와 다음 세대를 잇는 우주기술 개발 동시에         


우리의 로켓으로, 우리의 위성을, 우리 땅에서 쏘아 올리겠다는 야심 찬 목표로 지금 추진 중인 한국형 발사체의 개발은 순조롭게 진행되고 있다. 우주선진국이 로켓 엔진 개발 과정에서 겪었던 것처럼 우리 역시 기술적으로 가장 어려운 문제 중 하나인 연소 불안정을 포함한 여러 크고 작은 어려움을 겪어왔지만 이러한 난제들을 우리 힘으로 하나하나 극복해 가며 한국형 발사체의 개발은 현재 계획대로 순항 중이다. 특히 한국형 발사체 1단과 2단에 사용하는 75톤급 엔진은 물론 3단에 사용하는 7톤급 엔진 역시 목표시간을 넘는 연소시험을 이미 수행했으며, 현재는 엔진의 성능과 안정성을 높이는 개발시험을 계속 진행하고 있다.

많은 프로젝트의 개발 과정을 살펴보면, 하나가 다 끝난 후 다음으로 넘어가는 것이 아니라 현재와 미래의 개발이 중첩되거나 혹은 동시에 이루어지기도 한다. 미국의 경우 아틀라스(Atlas)를 준비하며 타이탄(Titan)을, 타이탄을 준비하며 새턴(Saturn)을, 그리고 델타(Delta) 로켓을 준비하면서 우주발사체 개발을 순차적으로 중단 없이 진행해 왔다. 많지 않은 예산과 인력으로 시작됐지만, 다단연소 사이클 로켓 엔진 기술 개발 또한 미래를 위한 도전의 시작이었다.



◇조용히 시작된 ‘다단연소 로켓 엔진’ 기술 개발


나로호와 한국형 발사체 개발에 모두의 관심이 집중되어 있을 때, 한편에서는 우리나라 로켓 엔진 개발사에 있어 깜짝 놀랄만한 역사가 쓰여지고 있었다. 한국항공우주연구원에서 차세대 발사체 엔진을 개발하는 연구진들이 우리나라 다음 세대를 위한 로켓 엔진으로 꼽히는 케로신-액체산소 다단연소 사이클 로켓 엔진의 핵심 기술 개발에 착수한 것이다.


이들은 로켓 엔진에 필요한 기본적인 기술을 파악하고 주요 구성품을 자체 개발했으며, 여기에 그치지 않고 지난해에는 스탠드형 파워팩 시험, 즉 주연소기를 제외한 나머지 엔진 동력 부분으로 시험장용 레이아웃을 구성해 진행하는 연소시험까지 마쳤다. 
연구진이 연소시험에 성공한 다단연소 사이클 로켓 엔진은 추력 8톤급이다. 현재 개발 중인 한국형 발사체 3단의의  로켓 엔진이 7톤급이라는 점을 고려하면, 본격적인 개발에 착수할 경우 실제 비행용 엔진 개발까지 빠르게 접근할 수 있는 정도로 기술 성숙도를 높였다는 평가를 받는다.

특히 하드웨어에 대한 본격적인 개발 연구가 시작된 것은 2010년경으로, 이후 6년여라는 길지 않은 기간 동안 예연소기(가스발생기)를 비행용에 가까운 형태까지 개발했을 뿐 아니라 주연소기를 설계·제작하였고 이 외에도 대형 엔진용 예연소기 기술, 내산화 코팅 기술, 고압 채결부 설계기술, 추력제어기술, 재점화 기술 등 다단연소 사이클 엔진에 필요한 많은 요소기술에 관한 연구를 함께 진행했다. 

해당 연구에 참여했던 한 연구원은 “특히 다단연소 사이클 로켓 엔진 예연소기의 경우 우리에게는 완전히 생소한 새로운 분야였지만, 해외 협력과 같은 외부의 도움 없이 100% 우리 손으로 개발에 성공했다”면서 “관련된 해외 연구진도 우리가 개발한 예연소기를 보고 ‘이렇게 짧은 기간에 혼자서? 정말 깜짝 놀랄 일이’이라고 표현할 정도였다”고 말했다.


◇박물관 전시물 보고 설계도 작성… 100% 국내 기술로


“예연소기는 100% 순수 국내 기술로 만들었다”라는 연구진의 자부심은 과장이 아니다. 연구진이 다단연소 사이클 로켓 엔진의 핵심인 예연소기 개발을 시작할 때는 말 그대로 아무것도 없는 빈손이었다. 예연소기라는 개념만 어렴풋이 알고 있는 정도였지 설계도는 물론 실물을 제대로 본 적도 없었다. 각종 문헌들도 주연소기에 대해서는 많은 자료에서 자세히 나와 있지만, 예연소기(혹은 가스발생기)와 같은 부분의 자료는 좀처럼 찾을 수가 없었다. 연구진은 해외 박물관에 전시되어 있는 모델을 찍어 온 몇 장의 사진, 인터넷을 떠도는 사진과 그림 몇 장을 바탕으로, 그리고 여기에 그동안 국내에서 축적한 개발 경험을 더해 설계도를 만들었고 하드웨어 제작을 거쳐 실제 연소시험을 통한 성능 검증까지 마쳤다.  







 

이러한 선행연구는 다단연소 사이클 로켓 엔진을 우리가 직접 개발할 수 있는지 가능성을 타진하고, 이를 통해 차세대 발사체를 위해 이 로켓 엔진이 적용 가능하다는 사실을 확인했다는 점에서 의미가 크다. 

연구진은 “물론 어떤 로켓 엔진, 어떤 방식을 취할 것이냐는 여러 가지를 종합 검토해서 결정할 사항이지만, 그때 결정할 수 있는 선택지가 넓다면 우주선진국으로의 진입은 더욱 빨라지게 될 것”이라면서 “우리는 그 선택지를 넓혔고, 다단연소 사이클 로켓 엔진도 충분히 고려 대상이 될 수 있다는 사실을 확인했다는 것만으로도 이 선행연구는 충분한 가치가 있다”라고 강조했다.  


◇6년여 만에 핵심기술 개발하고 연소시험까지 마쳐

항우연 연구진은 진공추력 8톤, 주연소실 압력 80기압, 예연소기 압력 200기압 모델을 개발 목표로 정하고 지난 2010년부터 본격적인 하드웨어 개발 연구에 착수했다. 완전한 로켓 엔진을 개발하는 것보다는 주요 구성품을 하나씩 개발하면서 다단연소 사이클 로켓 엔진에 필요한 기본적인 기술을 축적하는 것을 본 연구개발의 목표로 설정했다.

이에 따라 1단계에서는 국내에서 한 번도 시도한 적이 없는 예연소기를 개발하는 것이 목표였다. 연구진은 연구개발에 착수한 지 3년도 채 지나지 않아 8톤급 실물형에 대한 시험모델 연소시험을 달성하고, 곧 비행형에 준하는 모델의 설계와 인증시험을 수행할 수 있었다.

소형 예연소기에 대한 개발이 예상보다 빠르게 진행됨에 따라 다음 단계로 대형 엔진용 삼중분사기 예연소기 개발에 곧바로 착수할 수 있었다. 이 예연소기에 사용되는 삼중분사기는 각각의 분사기 내에서 연소가 일어나는, 즉 각 분사기가 개별 연소기로서의 역할을 수행하는 독특한 형태로, 축소형 시험모델 및 8톤급 실물형 모델  제작과 개발시험이 수행되었다. 이 역시 국내에서는 전례가 없던 개발이었다.







2단계에서는 다단연소 사이클 로켓 엔진의 주연소실 개발이 이루어졌다. 국내에서는 그동안 액체-액체 분사기를 갖는 주연소기 분야에서 20여 년의 경험과 기술을 축적해 왔지만, 기체-액체 분사기를 갖는 로켓 엔진의 경우 연소시험은 물론 제대로 된 기초연구도 진행되지 않았다.

연구진은 우선 한 개의 분사기를 사용한 축소형 주연소기를 제작해 분사기 성능 확인을 위한 연소시험을 진행했다. 그동안 축소형 시험에 대한 다양한 경험이 있으니 크게 어렵지 않으리라 했지만, 예상과는 반대로 오히려 매우 적은 유량이 흐르는 한 개의 분사기를 갖춘 예연소기 개발에만 3년이라는 시간을 소모하고 말았다. 로켓 엔진은 작게 만드는 것이 오히려 크게 만드는 것보다 어렵다는 것을 다시 한번 실감하는 순간이었다. 결국 수많은 시도를 거친 후에야 예연소기 주연소기 연계시험을 성공적으로 수행할 수 있었다.








그리고 이러한 경험을 바탕으로 기액분사기 60개를 갖는 지상연소시험용 주연소기를 설계하고 제작을 완료했다. 새로 제작된 주연소기의 전체적인 크기는 한국형 발사체 7 톤급 엔진과 유사한 정도로 보면 된다. 연소실부(실린더부와 노즐부)에 있어서는 7 톤급 엔진의 연소실과 기술적 차이점은 사실상 없으나, 추진제를 공급하는 혼합해드는 기액 분사기를 사용하는 만큼 완전히 새로운 구조를 가지고 있다. 추진제가 혼합하고 연소하는 과정은 기존과는 완전히 다른 메카니즘에 의해 구현되며, 분사기 스스로가 음향적 연소불안정(고주파 연소불안정)을 억제하는 공명관으로서의 역할을 하고, 유체역학적 저항에 의한 불안정(저주파 연소불안정)을 막는 공간을 제공하는 역할을 하는 등 지금까지의 주연소기에서 생각하지 않았던 다양한 요소를 포함하고 있다.


다음 단계로 연구진은 시험용 터보펌프를 사용해 파워팩 시험을 수행했다. 파워팩은 완전한 엔진 구성(터보펌프, 가스발생기, 연소기)에서 주연소기만 제외된 엔진으로 예연소기와 터보펌프를 연계해 실제 로켓 엔진의 구성을 운영할 수 있는지를 판가름하는 매우 중요한 단계의 시험이다. 터보펌프와 일부 구성은 비행용이 아닌 설비용이 투입되었지만 본 시험을 통하여 이제 우리도 다단연소 사이클 로켓 엔진에 대한 운영능력을 어느 정도 입증했다 볼 수 있다. 

이러한 주요 구성품 개발 외에도 연구진은 내산화코팅기술, 확대부 복사냉각기술, 추력제어기술을 비롯해 다점화기술, 고압밸브류 개발, 추력제어 개발 등 다단연소 사이클 로켓 엔진에 필요한 요소기술에 대한 개발을 병행했다.  









◇“우주 선진국도 이루지 못한 기술 우리가 성공”


현재 케로신-액체산소 다단연소 사이클 로켓 엔진의 설계와 제작에 필요한 핵심 기술은 러시아 정도가 보유하고 있으며, 미국은 수소 엔진 분야에서는 다단연소 사이클 기술을 가지고 있지만, 케로신-액체산소 분야에서는 러시아로부터 엔진 수입 및 기술도입을 진행 했음에도 불구하고 구체적인 성과를 얻지 못하고 있다. 이러한 가운데 우리가 이 엔진에 대한 개발에 바짝 다가갔다는 점은 우리 스스로 큰 자부심을 갖기에 충분하다. 



소형엔진용 단일분사 산소과잉 예연소기(prebuner)는 어느정도 개발이 되어 연소시험을 하는것 같고
대형엔진용 3중분사 산소과잉 예연소기(prebuner)도 개발 및 테스트를 진행 중인것 같다.


산소과잉 예연소기 테스트 동영상 아래의 주소를 클릭하면 볼 수 있다.

https://es-la.facebook.com/karipr/videos/다단연소사이클-엔진-파워팩시험/1136944083080172/


效率高い酸素過剰多段燃焼サイクルエンジン挑戦

效率高い ‘多段燃焼サイクルエンジン’ 開発挑戦状


ハングウヨン研究陣, ‘多段燃焼サイクルロケットエンジン’ 技術開発


宇宙先進国も一部だけ技術確保, 海外研究陣ノルラウォして


“未来宇宙技術は私たちの手で” 自負心


人間の火星着陸プロジェクトを推進しているスペースXは 2016年 9月ラップト (Raptor) エンジン燃焼試験写真をいきなり公開した. 超大型火星探査ロケットである ITS(Interplanetary Transport System)に装着されるラップトエンジンは現在スペースX社の主力足死体である ‘ファルコン 9’に装着されたモルリン(Merlin) エンジンより 3.6 倍位力強い推進力を出すことはもちろん 10% 以上高い效率を誇る. ラップトエンジンがこのように高い效率と力強い力を発揮することができることは正しく ‘多段燃焼サイクル(Staged-Combustion Cycle)’という方式を採択しているからだ. 次世代ロケットエンジンの主力で評価を受ける多段燃焼サイクルロケットエンジン技術は宇宙足死体保有国の中にもロシアとアメリカなど一部でばかり自体技術を保有している位だ.
ここに韓国研究陣が挑戦状を投げた. 韓国航空宇宙研究員研究陣は多段燃焼サイクルロケットエンジンに必要な要素技術と主要構成品開発を去る 10余年近く進行して, 段階別で燃焼試験まで遂行した. 韓国型足死体(KSLV2) 開発に世間の耳目が傾いている間他の一方ではもう韓国型足死体以後を備えていたわけだ. 少ない予算課人力だが, 私たちのロケットエンジン開発社にまた一つの意味ある足跡を残している多段燃焼サイクルロケットエンジン開発話に入って行って見よう.



◇再燃焼を通じてロケットエンジン效率高さは多段燃焼サイクルロケットエンジン


現在人類が保有している技術で宇宙に行くことができる唯一の運送手段は推進剤を非行体中に皆持っているロケット機関だ. また非行体を宇宙まで送って, 真空状態である宇宙で飛行するためには必ずロケットエンジンの力を借りなければならないが, 切なくもロケットエンジンの推進效率は他の動力機関に比べて非常に低い水準だ. 実際ガスタービンエンジンの ‘悲秋力(推進剤 1kgが 1秒間消費する時発生する推進力で単位は草露表示)’は数千超に達するが, ロケットエンジンは 10分の 1 水準である数百秒に過ぎない. 結局, いくら高い悲秋力を出すのかがロケットエンジン開発のカギだ.

多段燃焼サイクルロケットエンジンと既存の開放型サイクルロケットエンジンは共通的にポンプを使って主演消失で供給する推進剤の圧力を高めてヨンソアブを高める. ヨンソアブが高いほどエンジンの重さは軽くなって, 悲秋力は高めることができるからだ. それなら多段燃焼サイクルロケットエンジンは開放型サイクルエンジンと何が違うか?


現在大部分西側国家で採択しているし, 私たちの韓国型足死体 7トン級, 75トン級ロケットエンジンにも適用している ‘開放型サイクルロケットエンジン’はタービンを回すのに使った燃焼ガスがタービン排気区を通じて外部で排出される. したがってエンジンの圧力を高めるほど主演消失での效率は上がるが, 捨てられる推進剤量が増加しながら高い圧力まであげることはできない. これと他に多段燃焼サイクルロケットエンジンはタービンを回すために使った推進剤の燃焼ガスをまた主演消失に送って再燃焼するから捨てられる推進剤がなくて圧力を高めても高い效率をそのまま維持することができる.

このような理由で大型開放型サイクルロケットエンジンは主演消失圧力を通常 100気圧位前後で動作するように設計する一方, 多段燃焼サイクルロケットエンジンは主演消失圧力を 200‾250気圧で動作するように設計することができる. 燃焼圧力が高くて捨てられる推進剤がないから当然もっと高い悲秋力を期待することができる. 普通開放型サイクルロケットエンジンより多段燃焼サイクルロケットエンジンの悲秋力は 10% 以上, すなわち ISP 基準では 30秒以上高い.

も開放型エンジンのガス発生器はなるべく少量の推進剤のみを消耗するように燃焼ガスの温度をタービン材質限界温度(1,000K 以上)まであげて運営するが, 大量の酸素過剰ガスを使う多段燃焼サイクルでは 600K 程度の低い温度で燃焼をシキも十分だ. これと共に開放型ではガス発生器排気ガスを外部で排出するから主演所期とガス発生器燃焼圧力が似ているが, 多段燃焼サイクルではイェヨンソギのガスがタービンを回した後主演所期であげて行かなければならないからイェヨンソギは通常主演所期に比べて 2‾2.5倍位高い圧力を持たなければならないという難しい点もある.



◇現在と次の世代を引き継ぐ宇宙技術開発同時に


私たちのロケットで, 私たちの衛星を, 私たちの地で打ち上げるという野心を燃やす目標で今推進中の韓国型足死体の開発は順調に進行されている. 宇宙船誠実な人がロケットエンジン開発過程で経験したように私たちも技術的に一番難しい問題中の一つの燃焼不安定を含んだ多くの多様な難しさを経験して来たがこのような難題たちを私たちの力で一つ一つ乗り越えて行って韓国型足死体の開発は現在計画どおり巡航の中だ. 特に韓国型足死体 1段と 2段に使う 75トン級エンジンはもちろん 3段に使う 7トン級エンジンも目標時間を超える燃焼試験をもう遂行したし, 現在はエンジンの性能と安全性を高める開発試験をずっと進行している.

多くのプロジェクトの開発過程をよく見れば, 一つがすべて終わった後次に移るのではなく現在と未来の開発が重畳されるとかあるいは同時に成り立ったりする. アメリカの場合アトラス(Atlas)を準備してタイタン(Titan)を, タイタンを準備してサターン(Saturn)を, そしてデルタ(Delta) ロケットを準備しながら宇宙発死体開発を順次に中断なしに進行して来た. 多くない予算課人力で始まったが, 多段燃焼サイクルロケットエンジン技術開発も未来のための挑戦の手始めだった.



◇静かに始まった ‘多段燃焼ロケットエンジン’ 技術開発


ナロホと韓国型足死体開発に皆の関心が集中されている時, 一方では我が国のロケットエンジン開発社において驚きべきな歴史が使われていた. 韓国航空宇宙研究員で次世代足死体エンジンを開発する研究陣たちが我が国の次の世代のためのロケットエンジンで数えられるケロシン-液体酸素多段燃焼サイクルロケットエンジンの核心技術開発に取り掛かったのだ.


これらはロケットエンジンに必要な基本的な技術を把握して主要構成品を自体開発したし, ここに止めないで去年にはスタンド型パワーパック試験, すなわち主演所期を除いたあげくエンジン動力部分で試験場用レイアウトを構成して進行する燃焼試験まで終えた.
研究陣が燃焼試験に成功した多段燃焼サイクルロケットエンジンは推進力 8トン級だ. 現在開発中の韓国型足死体 3単衣のロケットエンジンが 7トン級という点を考慮すれば, 本格的な開発に取り掛かる場合実際飛行用エンジン開発まで早く近付くことができる位に技術成熟度を高めたという評価を受ける.

特にハードウェアに対する本格的な開発研究が始まったことは 2010年頃で, 以後 6年余りという長くない期間の間イェヨンソギ(ガス発生器)を飛行用に近い形態まで開発しただけなく主演所期を設計・製作したしこの外にも大型エンジン用イェヨンソギ技術, 耐酸化コーティング技術, 高圧採決部設計技術, 推進力制御技術, 再火点し技術など多段燃焼サイクルエンジンに必要な多くの要素技術に関する研究を一緒に進行した.

該当の研究に参加した一研究員は “特に多段燃焼サイクルロケットエンジンイェヨンソギの場合私たちには完全に疎い新しい分野だったが, 海外協力とみたいな外部の助けなしに 100% 我が手で開発に成功した”と “係わる海外研究陣も私たちが開発したイェヨンソギを報告 ‘こんなに短い期間にひとりで? 本当にびっくりする事が’と表現するほどだった”と言った.


◇博物館展示物見て設計図作成… 100% 国内技術で


“イェヨンソギは 100% 純粋国内技術で作った”という研究陣の自負心は課長ではない. 研究陣が多段燃焼サイクルロケットエンジンの核心であるイェヨンソギ開発を始める時は言葉とおり何もない手ぶらだった. イェヨンソギという概念だけぼんやり分かっている位だった設計図はもちろん実物をまともに本赤道なかった. 各種文献たちも主演所期に対しては多くの資料で詳らかに出ているが, イェヨンソギ(あるいはガス発生器)のような部分の資料はめったに捜すことができなかった. 研究陣は海外博物館に展示されているモデルを取って来た何枚の写真, インターネットを流れる写真と絵何枚を土台で, そしてここにその間国内で蓄積した開発経験を加えて設計図を作ったしハードウェア製作を経って実際燃焼試験を通じる性能検証まで終えた.







このような先行研究は多段燃焼サイクルロケットエンジンを私たちが直接開発することができるのか可能性を打診して, これを通じて次世代足死体のためにこのロケットエンジンが適用可能だという事実を確認したという点で意味が大きい.

研究陣は “もちろんどんなロケットエンジン, どんな方式を取るはずかと言うさまざまを総合検討して決める事項だが, あの時決めることができる選択肢が広ければ宇宙船誠実な人への進入はもっと早くなるようになること”と言いながら “私たちはその選択肢を広げたし, 多段燃焼サイクルロケットエンジンも充分に考慮対象になることができるという事実を確認したということだけでもこの先行研究は十分な価値がある”と強調した.


◇6年余りぶりに核心技術開発して燃焼試験まで終えて

ハングウヨン研究陣は真空推進力 8トン, 主演消失圧力 80気圧, イェヨンソギ圧力 200気圧モデルを開発目標で決めて去る 2010年から本格的なハードウェア開発研究に取り掛かった. 完全なロケットエンジンを開発するよりは主要構成品を一つずつ開発しながら多段燃焼サイクルロケットエンジンに必要な基本的な技術を蓄積することを見た研究開発の目標で設定した.

これによって 1段階では国内で一番(回)も試みたことがないイェヨンソギを開発するのが目標だった. 研究陣は研究開発に取り掛かってから 3年度まだ経たなくて 8トン級実物型に対する試験モデル燃焼試験を果たして, すぐ飛行型に準するモデルの設計と認証試験を遂行することができた.

小型イェヨンソギに対する開発が予想より早く進行されるによって次の段階で大型エンジン用三重噴射期イェヨンソギ開発にゴッバで取り掛かることができた. このイェヨンソギに使われる三重噴射期はそれぞれの噴射期内で燃焼が起きる, すなわち各噴射期が個別燃焼機としての役目を遂行する独特の形態で, 縮小型試験モデル及び 8トン級実物型モデル製作と開発試験が遂行された. これまた国内では前例がなかった開発だった.







2段階では多段燃焼サイクルロケットエンジンの主演消失開発が成り立った. 国内ではその間液体-液体噴射期を持つ主演所期分野で 20余年の経験と技術を蓄積して来たが, 気体-液体噴射期を持つロケットエンジンの場合燃焼試験はもちろんまともにできた基礎研究も進行されなかった.

研究陣は優先した犬の噴射期を使った縮小型主演所期を製作して噴射期性能確認のための燃焼試験を進行した. その間縮小型試験に対する多様な経験があるから大きく難しくなかろうしたが, 予想とは反対にむしろ非常に少ない流量が流れる一つの噴射期を取り揃えたイェヨンソギ開発にだけ 3年という時間を消耗してしまった. ロケットエンジンは小さくするのがむしろ大きくするより難しいというのをもう一度実感する瞬間だった. 結局幾多の試みを経った後こそイェヨンソギ主演所期連携試験を成功的に遂行することができた.








そしてこのような経験を土台でギエックブンサギ 60個を持つ地上燃焼試験用主演所期を設計して製作を完了した. 新たに製作された主演所期の全体的な大きさは韓国型足死体 7 トン級エンジンと類似の位に見れば良い. 燃焼実父(シリンダー部とノズル部)においては 7 トン級エンジンの燃焼室と技術的差異は事実上ないが, 推進剤を供給するホンハブヘドはギエック噴射期を使う位完全に新しい構造を持っている. 推進剤が混合して燃消する過程は既存とは完全に他のメカニズムによって具現されて, 噴射期自らが音響的燃焼不安定(高周波燃焼不安定)を抑制する共鳴管としての役目をして, 流体力学的抵抗による不安定(低周波燃焼不安定)を阻む空間を提供する役目をするなど今までの主演所期で思わなかった多様な要素を含んでいる.


次の段階で研究陣は試験用ターボポンプを使ってパワーパック試験を遂行した. パワーパックは完全なエンジン構成(ターボポンプ, ガス発生器, 燃焼機)で主演所期だけ除かれたエンジンでイェヨンソギとターボポンプを連携して実際ロケットエンジンの構成を運営することができるかどうかを区別する非常に重要な段階の試験だ. ターボポンプと一部構成は飛行用ではない設備用が投入されたが見た試験を通じて今私たちも多段燃焼サイクルロケットエンジンに対する運営能力をどの位立証した見られる.

このような主要構成品開発外にも研究陣は耐酸化コーティング技術, 拡大部コピー冷却技術, 推進力制御技術を含めて茶店化技術, 高圧バルブ類開発, 推進力制御開発など多段燃焼サイクルロケットエンジンに必要な要素技術に対する開発を竝行した.









◇“宇宙先進国も成すことができなかった技術私たちが成功”


現在ケロシン-液体酸素多段燃焼サイクルロケットエンジンの設計と製作に必要な核心技術はロシア位が保有しているし, アメリカは水素エンジン分野では多段燃焼サイクル技術を持っているが, ケロシン-液体酸素分野ではロシアからエンジン収入及び技術道入を進行したにもかかわらず具体的な成果を得ることができない. このような中私たちがこのエンジンに対する開発にぴったりと近付いたという点は私たち自ら大きい自負心を持つに十分だ.



小型エンジン用単一噴射酸素過剰イェヨンソギ(prebuner)はどの位開発になって燃焼試験をするようで
大型エンジン用 3中分社酸素過剰イェヨンソギ(prebuner)も開発及びテストを進行の中のようだ.


酸素過剰イェヨンソギテスト動画の下の住所をクリックすれば見られる.

https://es-la.facebook.com/karipr/videos/多段燃焼サイクル-エンジン-パワーパック試験/1136944083080172/



TOTAL: 20779

번호 제목 글쓴이 날짜 조회 추천
20779
No Image
지금 한국인이 가장 원하는 것 일본 국교단절 (2) JOtGGAra 00:40 73 1
20778
No Image
일본의 독도 침략이 반드시 실패하는 이유 (3) JOtGGAra 12-09 100 0
20777
No Image
항공기 체험 탑승을 개최 masamasa123 12-09 88 0
20776
No Image
불가리아-지상군 마지막 kanoe_yuuko 12-09 50 0
20775
No Image
불가리아-지상군(2) kanoe_yuuko 12-09 38 0
20774
No Image
불가리아-지상군(1) kanoe_yuuko 12-09 52 0
20773
No Image
한국인은 늙으면 비참하게 죽을 수 밖에 없는 (3) gog32 12-09 369 0
20772
No Image
「일본은 하는데」...한국, F-35 B탑재의 연구 「흐지부지… (7) 陣風 12-08 754 0
20771
No Image
한국 국방예산 2019 (14) gara 12-08 607 0
20770
No Image
방위비 5년에 27조엔대에 (6) とよき 12-08 641 0
20769
No Image
검은 고양이가 굉장하다고 느끼는 러시아의 연구:Tu-95 (11) 黒猫 12-08 653 0
20768
No Image
신형 로켓 「H3」의 운반 차체를 지탱하는 부분을 공개【… (3) masamasa123 12-07 690 0
20767
No Image
무인 헬기가 연안 경비 미츠비시중공이 신시스템 arcticcat 12-07 478 0
20766
No Image
소련은 대단하다 (6) ollo 12-07 569 0
20765
No Image
KSLV2한국형로켓EM모델3단 조립 진행중 テルテル11 12-07 418 0
20764
No Image
F-15 J전투기에의 공중 급유와 기내 영상 (4) masamasa123 12-07 606 0
20763
No Image
「다용도운용 호위함」항공 모함 비판의 회피가 노려 (13) masamasa123 12-07 772 0
20762
No Image
멸망 직전의 원자력 발전 산업 (3) efgd 12-07 190 0
20761
No Image
정지궤도 발사체 계획 (5) PCC777 12-07 301 0
20760
No Image
효율 높은 산소과잉 다단연소 사이클 엔진 도전 (4) domain 12-07 452 0