발사체 추진기관 가압시스템 개발 사례 연구

신동순(DongSun Shin),김병훈(Byung-Hun Kim),한상엽(SangYeop Han) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

터보펌프에서 발생 가능한 cavitation을 동반하지 않으면서 추진제를 요구하는 압력과 유량으로 연소기에 공급하기 위해서는 추진제 탱크에 저장된 추진제를 가압하는 시스템이 필요하다. 가압시스템은 선가압과 주가압으로 분류할 수 있으며, 본 연구에서는 주가압 시스템에 대해서만 언급한다. 추진제탱크 가압 방식에는 가압가스 생성방법과 공급 방법으로 나눌 수 있으며, 가압가스 생성방법으로는 비활성가스 및 극저온 산화제를 기화시켜 추진제탱크에 공급하는 방법이 있다. 본 연구에서는 가압시스템의 분류와 가압 방식에 따른 장단점을 비교하였으며, 특히 발사체에서 사용하고 있는 가압방식 중에서 임펄스 제어방식의 원리와 가압시스템의 특성을 기술한다. 또한 가압시스템의 구성요소인 열교환기의 형상과 구조 및 각 열교환기의 특징에 대하여 설명한다. 본 자료는 발사체 개발단계에서 가압시스템의 기본요구조건 도출과 개념설계 단계에서 활용할 수 있다. A system to pressurize propellants stored in propellant tanks is necessary to feed liquid-propellants into combustion devices at the required pressure and flowrate without having cavitation in turbo-pumps. A pressurization system can be categorized into pre-pressurization stage and main-pressurization stage. This report is regarding to a main-pressurization system. Pressurization methods for propellant tanks are divided into pressurant gas generating method and pressurant gas feeding method. One of pressurant gas generating methods uses the vaporized oxygen gas from cryogenic liquid oxygen and non-flammable gas. In this report, both advantages and disadvantages for pressurization methods and types of pressurization systems are compared. Especially the characteristics and principle of pressurization system using impulsive control strategy applied in launch vehicles are introduced. Additionally the structure, schematics, and specifications of heat exchanger, which is one of main units in pressurization system are also discussed. This paper can be utilized to generate the conceptual requirements and to design preliminary configuration of pressurization system during the development of launch vehicle.

발사체 탱크 추진제 수위 측정시스템 감지부 선행연구

신동순(Dongsun Shin),이응신(Eungshin Lee),고현석(HyunSeok Ko),조인현(Inhyun Cho) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11

차기 한국형 발사체의 추진제 수위 측정시스템은 적용하는 추진제의 극저온 환경 및 유량제어 특성을 고려하여 연속적인 정전용량 값 출력이 가능한 정전용량형이 채택될 예정이다. 현재 정전용량형 신호 감지방식은 2전극과 3전극 방식이 있으나 본 연구에서는 측정 정확도를 고려하여 모든 유체에 적용 가능한 3전극 방식을 채택하였다. 본 논문에는 3전극 방식의 감지원리에 대한 고찰 결과 및 감지부의 형상 변화가 정전용량값에 미치는 영향에 대한 분석 결과, 추진제 탱크 상단의 감지부 설치 위치에 따른 신호감지 영향을 확인하기 위하여 시뮬레이션 프로그램을 활용한 결과가 정리되어 있다. 본 연구에서 얻어진 자료는 실제 탱크 내의 추진제 수위 측정시스템 감지부 설계 및 제작에 활용 가능하다. The propellant level measurement system of the next Koreanized launch vehicle shall adapt a capacitive type sensor, which can generate capacitive values continuously considering cryogenic environment and the characteristics of flowrate control. At present there are a twin-arc and a triple-arc methods as a capacitive type signal sensing method. In this study a highly accurate triple-arc method, which can apply to almost all fluids, is chosen. In this paper the review results on the principle of triple-arc sensing, the analysis results on the influence on capacitive values due to shape change of sensing part, and the simulation results to monitor the influence on signal sensing according to the location of sensing part in the upper part of propellant tank are included. Information obtained from this study can be used in the designing and manufacturing of on-board propellant level measurement system in tanks.

열교환기의 fin 높이에 따른 수치적 성능 연구

신동순(DongSun Shin),유이상(Isang Yu),고영성(Youngsung Ko),채명일(MyeongIl Chae),조동혁(DongHyuk Jo) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5

한국형발사체 액체추진기관의 열교환기는 가압제 저장탱크로부터 토출되는 고압/극저온 헬륨가스를 고온으로 열팽창시키기 위해 가스발생기에서 연소된 고압/고열의 연소가스를 이용하여 고온으로 팽창하게 된다. 따라서 열교환기는 터빈을 구동시키고 나오는 배기덕트 후단에 위치하게 된다. 본 연구에서는 열교환기의 성능해석을 위해 열교환기 내부 벽면의 Fin 높이를 변화시켜가며 열전달 해석을 수행하였다. 이때 열교환기의 열교환이 발생하는 Fin 부분을 2구역으로 나누고, Fin 높이를 8mm-8mm와 9mm-9mm로 변경한 모델을 이용하였다. 열교환기의 해석을 수행한 결과 Fin 높이 9mm-9mm에서 입구와 출구에서의 정온도 차이가 큰 것으로 보아 열교환이 더 잘 일어난다고 판단했다. The heat exchanger of a Korean projectile liquid propulsion system uses the high-pressure combustion gas burned by the gas generator for thermal expansion of the high-pressure and cryogenic helium gas discharged from the pressurized heat storage tank. Therefore, the heat exchanger is located at the end of the exhaust duct running the turbine. In this study, the heat transfer analysis was performed by varying the height of the pin on the inside wall of the heat exchanger for performance analysis. The heat exchanger was divided into two sections, and changed the pin heights to 8 mm-8 mm and 9 mm-9 mm. As result of the analysis of the heat exchanger, the difference of static temperature between the entrance and the exit at the Fin-Height of 9 mm-9 mm indicates that the heat exchange is more likely to occur.

Rib Type 열교환기의 열교환 효율 향상을 위한 Fin 형상 연구

신동순(Dongsun Shin),김경석(Kyungseok Kim),오정화(Jeonghwa Oh),방정석(Jeongsuk Bang),김현웅(HyenWoong Kim) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5

한국형발사체 1단 터빈배기부에 위치한 열교환기는 액체 산화제탱크 내부에 설치된 구형탱크에 저장된 극저온/고압 상태의 헬륨을 열교환기를 통하여 고온으로 팽창시키는 역할을 한다. 본 연구에서는 추진제탱크 가압에 사용되는 Rib type 열교환기의 열교환 효율을 증가시키기 위하여 열교환기 내부 Fin 구조물의 형상 변화에 따라 열교환 특성이 어떻게 변화되는지를 알기 위하여 수치해석을 진행하였다. 유동해석 결과 열교환 효율을 향상시키기 위한 가장 효과적인 방법은 Fin 사이에 유체가 흐를 수 있는 면적을 증가시키고 난류 유동을 유발시키는 것이 효율적인 것임을 파악하였다. 또한, Fin 표면에 톱니 형태를 추가할 경우 열전달 면적을 늘릴 수 있을 뿐 아니라, 경계층 구조에 변화를 줄 수 있음으로서 Fin 사이에 쌓인 soot가 제거될 것으로 사료된다. The heat exchanger located behind the exhaust duct of the gas generator of KSLV-Ⅱ expands the cryogenic / high pressure helium to high temperature. In this study, to improve the heat exchange efficiency of the Rib type heat exchanger used in KSLV-Ⅱ, numerical analysis of the heat exchange characteristics according to the shape change of the Fin structure inside the heat exchanger was understood. As a result, it was found that the most effective method for improving the heat exchange efficiency is to make a space for flowing the fluid between the Fins. In addition, adding a wedge shape to the Fin surface can not only increase the heat transfer area but also change the boundary layer structure. It is considered that the soot accumulated between the fins is removed.

한국형발사체 3단 터빈배기부 개념설계

신동순(DongSun Shin),김경석(KyungSeok Kim),한상엽(SangYeop Kim),방정석(JeongSuk Bang),김현웅(HyenWoong Kim),조동혁(DongHyuk Jo) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5

3단 터빈배기부 구성은 터빈 플랜지, 열교환기, 배기덕트와 추력노즐로 이루어진다. 냉가스 가압 방식에 비하여 열교환기 가압 방식을 사용함으로서 추진제탱크 가압을 위한 헬륨가스 자체 무게와 저장 탱크 무게가 감소하는 장점이 있기 때문에 발사체에 열교환기를 사용한다. 가스발생기는 추진제 연료과농 조건에서 연소가 이루어지며, 연소가스 중에 그을음이 많이 포함되어 있기 때문에 열교환 효율이 감소하는 것을 고려하여 열교환기를 설계해야 한다. 본 논문에서는 터빈배기부 구성품 배치, 열교환기 내부 구조 및 제작성을 고려한 설계기법, 기 설계된 노즐 설계를 바탕으로 3단 터빈배기부 재 노즐 설계 형상에 대한 장점을 기술하였다. The turbine exhaust system consists of a turbine flange, heat exchanger, exhaust duct and thrust nozzle. Heat exchanger is used for the launch vehicle because of the advantage of reducing the weight of the helium gas and the storage tank by using the heat exchanger pressurization method compared to the cold gas pressurizing method. Since the gas generator is combusted in fuel-rich condition, the soot is contained in the combustion gas. Hence, the heat exchanger should be designed considering the reduction of the heat exchange efficiency due to the soot effect. In addition, the uncertainty of the heat exchange calculation and the evaluation of the influence of the combustion gas soot on the heat exchange can not be completely calculated, so the design requirements must include a structure that can guarantee and control the temperature of the heat exchanger outlet. In this paper, it is described that the component allocation, the design method considering the manufacture of internal structure, the advantages of new concept of nozzle design.

한국형발사체 1단 엔진용 터빈배기부 개발

신동순(Dongsun Shin),김경석(Kyung-Seok Kim),김현웅(HyenWoong Kim),채명일(MyeongIl Chae),조동혁(DongHyuk Jo),이계림(Kyelim Lee) 한국추진공학회 2022 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2022 No.11

추진제 충전량 측정시스템 시제 개발 연구

신동순(Dongsun Shin),한상엽(SangYeop Han),조인현(Inhyun Cho) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11

추진제를 추진제 탱크에 충전하는 과정은 발사 준비 과정에서 중요한 역할을 하며, 추진제 충전량의 정확도는 발사체 전체 무게와 관련되어 있다. 발사체에 사용되는 추진제 중에는 액체산소와 같은 극저온 추진제도 사용되며, 극저온 추진제는 탱크 내의 환경에 따라 쉽게 액상에서 기상으로 변화된다. 따라서 추진제 탱크 내의 추진제 표면 주위에서 추진제 수위를 판별할 수 있는 액상과 기상의 경계면을 명확하게 파악 할 수 있는 수위 측정시스템이 필요하다. 본 연구에서는 정전용량형 3전극 원리를 이용한 측정시스템의 제작과정과 예비시험을 통하여 액체의 높이가 변화할 때 전기신호가 변화되는 것을 확인하였다. 시험 결과로부터 물의 높이 변화에 비례하게 전압이 선형적으로 증감하는 경향을 파악하였다. The processes of supplying propellants into propellant tanks play important roles during launch preparation of satellite launch vehicle. The total weight of launch vehicle greatly depends on the accuracy of filling quantity of propellant during launch preparation. Among propellants used for launch vehicles a cryogenic propellant such as liquid oxygen is widely adapted as an oxidizer for launch vehicles. Such cryogenic propellant usually resides in a propellant tank as two-phase fluid with liquid and gas, which needs an accurate level measurement system to detect the position of propellant surface precisely. In this paper the fabricating process of a level measurement system using capacitance type with three electrodes is analyzed. In addition, the change of electric signal according to the height of liquid is verified by testing the level measurement system under consideration. The results of tests shows as expected the linear trend of voltage according to the change of water height in a tank.

발사체 엔진용 디스크 판형 열교환기 개념설계

신동순(Dongsun Shin),위진아(JinAh Wi),김현웅(HyenWoong Kim),조동혁(DongHyuk Jo),이계림(Kyelim Lee) 한국추진공학회 2023 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2023 No.5

채널형 열교환기의 열전달 면적 및 핀 높이에 따른 열전달 해석

신동순(DongSun Shin),김경석(KyungSeok Kim),한상엽(SangYeop Han),방정석(JeongSuk Bang),채명일(MyeongIl Chae),조동혁(DongHyuk Jo) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.11

발사체용 Rib-tube방식 열교환기 개념설계

신동순(DongSun Shin),김경석(KyungSeok Kim),한상엽(SangYeop Kim),방정석(JeongSuk Bang),김현웅(HyenWoong Kim) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12

터빈배기부 구성품중에서 열교환기의 역할은 헬륨가스를 개발규격에 명시된 온도까지 상승시켜산화제와 연료탱크의 얼리지 볼륨에 공급하여 일정하게 추진제를 엔진에 공급하는 역할을 한다. 열교환기는 엔진의 구성요소이며 연소가스의 열원을 이용하여 헬륨을 Rib 채널 및 튜브에 흘려보내어 필요한 출구온도를 생성한다. 발사체 개발 초기 단계에서 열교환기의 구조 및 성능 분석을 위하여 외국 발사체에 사용되는 열교환기의 자료를 수집하여 면밀하게 검토하였으며, 발사체 시스템의 요구조건을 만족시키기 위하여 몇 종류의 열교환기 형상 도출과 개념설계 및 열교환 면적 계산을 수차례에 걸쳐서 수행하였다. 위와 같은 몇 차례의 시도를 통하여 발사체에서 요구하는 열교환기의 길이와 직경 조건을 확정하여 개념 설계를 진행한 결과 산화제탱크 가압용 열교환기는 Rib 채널과 튜브를 혼합한 방식과 연료탱크용 열교환기는 2개의 나선형 튜브 방식으로 설계하였다. 본 논문에서는 추진제탱크 가압용 열교환기의 설계 접근기법과 구성 및 유량 분배 및 흐름에 대하여 간략하게 소개한다. The heat exchanger, which is a component of the turbine exhaust system, serves to raise the temperature of the helium gas to the temperature specified in the development standard and supply it to the oxidizer and the fuel tank so that the propellant is constantly supplied to the engine. In order to analyze the structure and performance of the heat exchanger at the early design stage, data of the heat exchanger used in foreign launch vehicle were collected and analyzed. In order to meet the requirements of the launch vehicle system, several types of heat exchanger shape, heat exchange area calculation was performed. In this paper, design approach, structure and fluid analysis of a heat exchanger for pressurizing the propellant tank are introduced.