발사체용 극저온 고압 솔레노이드 밸브 성능시험

김병훈(Byunghun Kim) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.11

한국형발사체용 솔레노이드밸브 시제품 이상현상 사례 조사

김병훈(Byunghun Kim),한상엽(Sangyeop Han),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5

한국형발사체 액체추진기관에는 많은 종류의 솔레노이드 밸브류가 국산화로 개발되어 사용될 예정이며, 이를 위해 현재 시제품 설계 및 제작을 통해 솔레노이드밸브의 성능 평가를 수행하고 있다. 솔레노이드밸브 성능 시험 중 일부 솔레노이드밸브에서 오작동 사례가 확인되었으며, 밸브 오작동 원인 분석을 통해 솔레노이드밸브 성능 개량을 수행하였다. 본 논문은 시제품 성능 시험 중 확인된 솔레노이드 밸브 오작동 사례 및 그 후속 조치 과정을 정리하였다. For the liquid-propellant propulsion system of KSLV-II, several types of solenoid valves have been developed domestically for helium and nitrogen gases on/off control. Currently the performance evaluation is under way through the designing and manufacturing of prototypes of such solenoid valves. During the performance tests of solenoid valves, there were some abnormal cases detected. The abnormal cases have been corrected and updated through the analysis of such cases. This paper summarizes the above-mentioned abnormal cases of soleniod valves for KSLV-II and the follow-up correction procedures.

한국형발사체 추진제 탱크 가압을 위한 극저온 고압 솔레노이드 밸브 설계

김병훈(Byunghun Kim),한상엽(?Sangyeop Han),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

발사체에 적용되는 솔레노이드 밸브의 경우 산업용 솔레노이드 밸브에 비해 엄격한 전류 및 무게, 크기 제한 조건을 요구한다. 이러한 제한 조건을 만족하며, 솔레노이드 밸브의 작동성을 보장하기 위한 설계를 수행하였다. 극저온 상태에서 솔레노이드 전류 상승을 방지하기 위해 구리와 콘스탄탄 재료를 사용한 새로운 형태의 코일 설계를 적용하였으며, 측정된 전류는 설계 규격을 만족하고 있다. 본 설계를 통해 한국형발사체 3단 추진제 탱크 가압제어용 솔레노이드 밸브에 대한 형상 설계를 수행하였다. Solenoid valves for space launch vehicles require the strict limitations on the size, weight and current consumption comparing to industrial solenoid valves. The preliminary design of a cryogenic and high pressure solenoid valve for propellant tank pressurization which can ensure the operation of solenoid valve under such strict limitation conditions was preformed. The Copper and Constantan materials in coil design have used to prevent the excessive rise of the current at cryogenic state. The measured current of solenoid valve at cryogenic temperature satisfies a design requirement. Through this study, the plunger diameter and shape of solenoid valve were determined for the solenoid valve for propellant tank pressurization of KSLV-Ⅱ 3rd stage.

극저온 환경을 고려한 우주발사체용 솔레노이드 밸브 설계

김병훈(Byunghun Kim),한상엽(Sangyeop Han),고영성(Youngsung Ko) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.11

발사체에 적용되는 솔레노이드 밸브의 경우 산업용 솔레노이드 밸브에 비해 엄격한 전류 및 무게, 크기 제한 조건을 요구한다. 이러한 제한 조건을 만족하며, 솔레노이드 밸브의 작동을 보장하기 위한 추진제탱크 가압제어용 솔레노이드 밸브 설계를 수행하였다. 극저온 상태에서 솔레노이드 전류 상승을 방지하기 위해 구리와 콘스탄탄 재료를 사용한 새로운 형태의 코일 설계를 적용하였으며, 시제품을 이용한 시험결과 측정된 전류는 설계 규격을 만족하고 있다. Solenoid valves for space launch vehicles require the strict limitations on the size, weight and current consumption comparing to industrial solenoid valves. The preliminary design of a cryogenic and high pressure solenoid valve for propellant tank pressurization which can ensure the operation of solenoid valve under such strict limitation conditions was preformed. The Copper and Constantan materials in coil design have used to prevent the excessive rise of the current at cryogenic state. The measured current of solenoid valve at cryogenic temperature satisfies a design requirement.

직동식 솔레노이드 밸브 씰 돌출에 의한 차압 변화 특성에 대한 연구

김병훈(Byunghun Kim),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11

솔레노이드 밸브는 코일에 전류를 흐르게 하여 전기에너지를 기계에너지로 변환하여 플런저의 움직임을 통해 밸브의 오리피스를 열고 닫는 자동밸브이다. 이때 솔레노이드 밸브는 코일에 흐르는 전류에 의해 코일의 온도가 상승하게 된다. 성능시험 중 한국형발사체 추진제탱크 가압제어용 직동식 솔레노이드 밸브에서 발열시험 후 솔레노이드 밸브의 차압이 증가하는 현상을 확인하였다. 본 연구는 솔레노이드 밸브 차압 증가 원인을 분석하고, 그 해결 방안을 제시한다. The solenoid valve is the automatic valve that converts electrical energy into mechanical energy by passing a current to the coil. Then, the temperature of solenoid valve coil is increased by the current flowing through the coil. After heat-up test of direct acting solenoid valve for propellant tank pressurization in KSLV-II 3 stage , the differential pressure increase phenomenon of solenoid valve was appeared. In this paper, we identified the differential pressure increase cause of solenoid valve and proposed solution to reduce the differential pressure increase.

공압구동용 솔레노이드밸브의 동특성 해석

장제선(Jesun Jang),김병훈(Byunghun Kim),한상엽(Sangyeop Han) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

우주발사체 추진기관 공급계에서 공압구동용 솔레노이드밸브는 제어시시템의 명령이 주어지면 구동가스 배관의 통로를 개폐해서 공압제어장치를 작동시킨다. 공압구동용 솔레노이드밸브의 제작에 앞서 설계검증 및 기본적인 작동특성을 분석하기 위해 AMESim 상용코드를 이용하여 해석모델을 수립하였다. 입구압력에 따른 작동시간을 시험결과와 비교하여 모델을 검증하였고 내부유동 해석결과(FLUENT)를 이용하여 3차원 형상을 고려하여 모델의 정확도를 높였다. 밸브모델을 이용하여 다양한 설계변수에 따른 밸브의 개폐압력, 작동시간을 계산하여 설계인자 검증 및 작동성능을 분석하였다. 설계변수인 컨트롤밸브의 시트 형상, 주 밸브와 배출밸브의 시트 형상, 실링 직경비, 컨트롤 캐비티 부피에 대해 밸브의 동특성 해석을 수행하였다. 해석을 통해 밸브 개폐작동시간, 작동성능, 개방압력을 예상하였다. 본 연구 결과는 한국형발사체 공급계 공압구동용 솔레노이드밸브의 설계/해석능력을 확보하고 밸브의 개발과정에서 효율성을 높일 수 있으며 파생형 밸브의 설계 및 선행연구에 적용할 수 있을 것으로 판단된다. A pneumatic driving solenoid valve operates pneumatic control devices by opening/closing operating flow passage when the command is given by control system for the liquid-propellant feeding system of space launch vehicle. The simulation model of pneumatic driving solenoid valve is designed with AMESim to verify the designs and evaluate the dynamic characteristics and pneumatic behaviors of valve. To validate a valve simulation model, the simulation results of their operating durations of valve by AMESim analysis are compared with the results of experiments. In addition, the results of internal flow simulation with FLUENT are utilized to improve the accuracy of valve-modeling. Using the model, we analyze performance of valve; opening/closing pressure, operating time on various design factors; shape of control valve seat, drainage seat, rate of sealing diameter, volume of control cavity. This study will serve as one of reference guides to enhance the developmental efficiency of ventilation-relief valves with the various operating conditions, which shall be used in Korea Space Launch Vehicle-Ⅱ.

나로호 킥모터 비행시험 결과 분석

조인현(InHyun Cho),김병훈(ByungHun Kim),고현석(Hyeonseok Koh),길경섭(GyoungSub Kil),이무근(MooKeun Yi),이원복(Won Bok Lee) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5

2013년 1월 30일 우리나라 최초 우주발사체인 KSLV-I(나로호)가 성공적으로 발사되었다. 나로호 1단부 추진기관은 러시아 액체 추진기관을 , 상단부 추진기관(킥모터)은 우리나라에서 고체추진기관으로 개발하였다. 본 연구에서는 나로호 상단 추진기관인 킥모터의 주요 비행시험결과를 정리하였다. Korea"s first space launch vehicles KSLV-I(Naro) was successfully launched at the January 30, 2013. The first stage propulsion system of Naro has been used the Russian liquid propulsion system, but the upper propulsion (kick motor) has developed as a solid propulsion . In this study, major flight test results of the Naro kick motor has been reviewed.

추진제탱크 가압용 솔레노이드밸브의 작동특성 분석 및 해석

장제선(Jesun Jang),김병훈(Byunghun Kim),한상엽(Sangyeop Han) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

우주발사체 추진기관 공급계에서 2-way 솔레노이드밸브는 제어시스템의 명령에 의해 추진제 탱크를 가압하여 탱크내의 압력을 조절한다. 가압용 솔레노이드밸브의 제작에 앞서 설계검증 및 기본적인 작동특성을 분석하기 위해 AMESim상용코드를 이용하여 해석모델을 수립하였다. 입구압력에 따른 작동시간을 시험결과와 비교하여 모델을 검증하였다. 솔레노이드밸브 모델을 이용하여 설계변수인 컨트롤 밸브의 시트 직경, 주 밸브의 시트 직경, 실링 직경 비에 대해 밸브의 동특성 해석을 수행하였다. 해석을 통해 밸브의 개폐작동시간, 작동성능, 개폐압력을 예상하였다. 본 연구 결과는 한국형 발사체 공급계 가압용 솔레노이드밸브의 설계/해석능력을 확보하고 밸브의 개발과정에서 효율성을 높일 수 있으며 파생형 밸브의 설계 및 선행연구에 적용할 수 있을 것으로 판단된다. A 2-way solenoid valve regulates to maintain the pressure of ullage volume of propellant tanks when the command is given by control system for the liquid-propellant feeding system of space launch vehicle. The simulation model of solenoid valve for pressurization is designed with AMESim to verify the designs and evaluate the dynamic characteristics and pneumatic behaviors of valve. To validate a valve simulation model, the simulation results of their operating durations of valve by AMESim analysis are compared with the results of experiments. Using the model, we analyze performance of valve; opening/closing pressure, operating time on various design factors; shape of control valve seat, basic valve seat, rate of sealing diameter. This study will serve as one of reference guides to enhance the developmental efficiency of ventilation-relief valves with the various operating conditions, which shall be used in Korea Space Launch Vehicle-Ⅱ.

우주발사체용 100N급 과산화수소 추력기 개발

조인현(InHyun Cho),김병훈(ByungHun Kim),김종학(JongHak Kim) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5

일원추진제 추력기는 위성이나 우주발사체에 광범위하게 사용된다. 많은 경우 하이드라진을 추진제로 사용하고 있다. 그런데 하이드라진은 독성이 강하고 발사켐페인에 사용하기엔 위험성이 높다. 최근 저독성(청정) 추진제가 하이드라진을 대체하는 추진제로서 각광을 받고 있다. 이는 독성추진제 생산, 저작, 사용에 따른 비용증가가 주원인이다. 과산화수소는 추력기의 청정추진제로서 하나의 대안으로 보고있다. 본연구의 주목적은 100N급 추력을 가지는 과산화수소 추력기 촉매대 개발 가능성 확인에 있다. 이를 위해서 망간 팰릿형 촉매를 적용한 100N급 과산화수소 추력기를 개발 시험 하였다. 설계과정과 주요 시험결과를 젯하였다. 몇몇 시험이 수행되었고 긍정적인 결과를 보여주고 있다. 우주발사체의 자세제어용 추력기로 과산화수소 추력기가 하나의 대안이 될 수 있다고 조심스럽게 결론지었다. Mono-propellant thrusters are widely used for both satellites and space launch vehicles. These thrusters are mostly using hydrazine as a propellant. However, hydrazine is highly toxic and dangerous for handling in the period of launch vehicle campaign. Recently, low toxity (green) liquid propellant have attracted attention as possible replacements for hydrazine. This is due to the significant increase in the cost of production, storage and handling of toxic propellants. Hydrogen peroxide is one of the most attractive as a green propellant for thruster. Main purpose of this research is to find the possibility of hydrogen peroxide catalyst bed for 100N level thrust. To do this, we developed 100N hydrogen peroxide thruster using MnO2 pellet type catalyst bed. Design process and major test results are announced. Several tests are performed and finally shows positive results. We could cautiously concluded that the hydrogen peroxide thruster is one of attitude control system device for our space launcher vehicle.

극저온 추진제 상층부에서의 열전달계수 예측

권오성(Ohsung Kwon),김병훈(Byunghun Kim),길경섭(Gyoungsub Kil),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

추진제탱크 내의 극저온 추진제는 발사체의 비행 과정동안 주변으로부터 에너지를 흡수하여 온도가 상승한다. 비행 종료 시점에 있어 터보펌프 입구 요구조건 이상으로 온도가 상승된 추진제는 사용할 수 없는 잔류추진제로 남게 된다. 본 논문에서는 극저온 추진제 상층부의 온도변화를 살펴보기 위하여 추진제 표면 근처에서의 열전달계수를 구해보고자 하였다. 추진제 상층부의 열전달을 전도로 단순화하여 열전달계수를 예측하는 방법을 제시하였다. 이를 통해 얻어진 추진제 상층부의 온도를 시험데이터와 비교하여 열전달계수 예측 방법의 적용 가능성을 확인하였다. The temperature of cryogenic propellant in the propellant tank increases during flight due to heat input from surroundings. The propellant which temperature rises up over the required condition of turbo-pump remains as unusable propellant at the end of flight. In this paper the estimation method of the heat transfer coefficient at the upper layer of cryogenic propellant was presented. The heat transfer mode at the propellant upper layer was considered as conduction. Temperature distributions near propellant surface obtained from heat transfer coefficient were compared with test data to show the possibility of this method.