고온가스용 유량조절밸브 및 구동장치 설계

김현탁(Hyuntak Kim),성호용(Hoyong Seong),김상민(Sangmin Kim),반준혁(Junhyuk Ban),박지호(Jiho Park) 한국추진공학회 2021 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2021 No.11

연료전지 무인기용 NaBH₄ 수소발생기의 시동특성

김현탁(Hyuntak Kim),권세진(Sejin Kwon) 항공우주시스템공학회 2014 항공우주시스템공학회 학술대회 발표집 Vol.2014 No.5

Flow-3d를 이용한 표면장력 탱크용 메시 스크린 모델링

김현탁(Hyuntak Kim),임상혁(Sang Hyuk Lim),윤호성(Hosung Yoon),박정배(Jeong-Bae Park),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5

상용 CFD 프로그램 Flow-3d를 활용하여, 표면 장력 탱크 적용을 위한 메시 스크린의 모델링 및 추진제 배출 해석을 수행하였다. Flow-3d 내 거시적 다공성 매체 모델을 사용하였으며, 350 × 2600, 400 × 3000, 510 × 3600 DTW 메시 스크린에 대한 공극률, 모세관압, 항력계수를 스크린 모델에 대입 후, 기포점 측정 시뮬레이션을 수행하였다. 시뮬레이션 결과를 실험 데이터와 비교하였으며, 메시 스크린 모델링의 적절성을 검증하였다. 이를 기반으로 스크린 모델을 포함한 PMD 구조체에 대한 추진제 배출 해석을 수행하였다. 추진제는 액상의 NTO를 가정하였으며, 3 × 10<SUP>-3</SUP> g 가속 조건에서 초기 유량을 만족하도록 void를 유입시켰다. 메시 스크린을 통한 차압은 초기 약 270 Pa에서 시간에 따라 증가하였으며, 스크린 모델의 예상 기포점과 유사한 630 Pa에 이르기까지 액상 추진제 배출을 지속하였다. Mesh screen modeling and liquid propellant discharge simulation of surface tension tank were performed using commercial CFD software Flow-3d. 350 × 2600, 400 × 3000 and 510 × 3600 DTW mesh screen were modeled using macroscopic porous media model. Porosity, capillary pressure, and drag coefficient were assigned for each mesh screen model, and bubble point simulations were performed. The mesh screen model was validated with the experimental data. Based on the screen modeling, liquid propellant discharge simulation from PMD tank was performed. NTO was assigned as the liquid propellant, and void was set to flow into the tank inlet to achieve an initial volume flow rate of liquid propellant in 3 × 10<SUP>-3</SUP> g acceleration condition. The intial flow pressure drop through the mesh screen was approximately 270 Pa, and the pressure drop increased with time. Liquid propellant discharge was sustained until the flow pressure drop reached approximately 630 Pa, which was near the estimated bubble point value of the screen model.

미소 중력 환경을 위한 표면 장력 탱크 내 유동 연구 동향

김현탁(Hyuntak Kim),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5

우주비행체가 감쇄 혹은 미소 중력 조건으로 운동하는 경우, 탱크 내 추진제는 부유하게 되며 엔진 가동 시 가압 가스가 함께 공급되어 심각한 성능 저하를 유발할 우려가 있다. 표면 장력 탱크는 내부 유로에서 액체 표면장력을 활용하여 가압 가스의 유입을 차단하고, 순수 액상의 추진제를 안정적으로 엔진에 공급한다. 이는 과거 항공우주 선진국으로부터 개발되어 왔으며, 미래에 우주 탐사 계획을 수립하고 있는 우리나라 역시 표면 장력 탱크에 대한 기초 연구가 필요하다. 본 논문에서는 표면장력 탱크 내 추진제 및 가압 기체의 유동과 관련한 기존 연구를 기포점 측정, 추진제 관리 장치내 유동 분석, 위킹(Wicking) 실험, 슬로싱(Sloshing) 분석 등 4가지 범주로 나누어 살펴보았다. 이는 향후 표면 장력 탱크 연구를 위한 기초 자료로 활용할 수 있다. When a spacecraft moves with reduced or micro gravity condition in the space, propellant in the tank floats around and can be supplied to engine with pressurant gas causing severe performance loss. Surface tension tank utilizes surface tension of the liquid propellant on flow path to prevent gas ingestion and deliver the single phase liquid fuel to the engine. The surface tension tank has been developed from advanced countries in aerospace field. Korea also needs to start research of surface tension tank for its own space exploration plan in the future. In this paper, existing studies about gas and liquid flow in surface tension tank were categorized into four parts; bubble point test, flow analysis in propellant management system(PMD), wicking test, and sloshing analysis, and each research trend was investigated. It can be used as preliminary data for domestic research of surface tension tank.

추력 제어를 위한 이중판 인젝터 연소 시험

김예현(Yehyun Kim),정준영(Junyeong Jeong),김현탁(Hyuntak Kim),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2020 No.11

본 연구에서는 90 wt.% 과산화수소 기반 단일 추진제 추력기의 가변 추력을 위한 이중판 인젝터를 장착하여 연소 실험을 진행함으로써 추력 제어가 가능함을 검증했다. 제안된 인젝터는 파이형 플레이트와 샤워헤드형 플레이트로 구성된 이중판 인젝터로써, 이 인젝터는 두 판을 교차시켜 유량을 조절하도록 설계되었다. 본 연구에서는 연소 시험을 통해 인젝터의 가능성을 검증하였으며, 조절된 유량에 따른 연소실 압력 형성에 대한 분석을 진행하였다. This paper is to verify a suggested throttleable injector by equipping on a monopropellant thruster that used 90 wt.% hydrogen peroxide. The proposed injector was a dual-plate injector that consists of a pi-type plate and a showerhead-type plate. The concept of this injector was to change the mass flow rate by adjusting and intersecting the two plates. Through the firing tests under the various injectant flow rates, the feasibility of the conceptual design of the injector was confirmed. Furthermore, the experimental data of chamber pressure according to the injectant flow rate was evaluated.

장기체공 무인기용 태양전지-연료전지를 활용한 동력원 구성 및 지상시험

박병섭(Byeongseob Park),김현탁(Hyuntak Kim),백승관(Seungkwan Baek),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회지 Vol.19 No.4

무인기의 장기체공을 위한 태양전지-연료전지 복합 동력원 구성

박병섭(Byeongseob Park),김현탁(Hyuntak Kim),백승관(Seungkwan Baek),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

장기체공 무인기용 동력원으로 활용될 태양전지-연료전지 복합 동력원 통합 전 단계로 태양전지와 연료전지 개별 시스템에 대한 구성과 평가를 수행하였다. 태양전지 시스템은 Sunpower사의 C60 태양전지를 활용한 모듈,상용 태양광 MPPT 제어기, 그리고 리튬-폴리머 배터리를 활용하여 지상시험을 구성하고 평가하였다. 연료전지 시스템은 NaBH4 가수분해를 이용한 수소공급장치의 재시동 특성을 확인하였다. 그 결과, 태양전지 시스템에 속한 배터리의 성능이 평균 ?2.9 V/hour로 운용목표에 적합함을 확인하였으며, 수소공급장치의 재시동 특성(30분 운용-1시간 휴식-30분 운용)도 안정적인 성능을 나타남을 확인하였다. 최종적으로 본 연구를 통하여 제시된 임무조건에서의 각 단일시스템의 성능이 적합함을 확인하였다. Each single system was fabricated and validated for long endurance UAV powered by solar cell and fuel cell system. Solar power system consisted of solar cells of Sunpower’s C60, commercial solar MPPT controller and Li-po battery. Fuel supply system for fuel cell consisted of NaBH4 hydrolysis and we conducted re-start experiment. The performance of battery in solar power system was ?2.9 V/hour. The re-start characteristics of NaBH4 hydrolysis was stable in sequence mode(30 min operation ? 1 hour breaktime ? 30 min operation). Finally, we confirmed that each single system was suitable for the proposed mission profile.

소형 하이퍼골릭 로켓의 시동 특성

강홍재(Hongjae Kang),이은광(Eunkwang Lee),김현탁(Hyuntak Kim),허선욱(Seonuk Heo),이재완(Jaewan Lee),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.5

하이퍼골릭 점화 메커니즘을 활용하는 로켓은 초기 시동 시 연소 불안정성에 취약하다. 이때 발생하는 연소 불안정성 현상들 중 폭발성 시동은 로켓 구조 및 추진제 공급시스템에 큰 피해를 야기한다. 친환경 하이퍼골릭 이원추진제의 자연점화 현상과 이를 활용한 소형 하이퍼골릭 로켓의 시동 특성을 관찰하였다. 이원추진제 조합은 고농도 과산화수소를 산화제로 사용하였으며, 과산화수소와 하이퍼골릭 점화 특성을 가진 Stock 2 연료를 사용하였다. 진공 추력 500 N급 소형 하이퍼골릭 로켓의 연소시험 결과에 따르면 산화제인 과산화수소 농도가 높을수록, 산화제 과잉 분위기보다 연료 과잉 분위기에서 하이퍼골릭 로켓이 안정적으로 작동하였다. A bipropellant thruster using a type of hypergolic propellants is vulnerable to combustion instability especially for hard start. Once the phenomenon of hard start occurs, the rocket and propellant feed systems are severely damaged due to pressure spikes. The ignition of non-toxic hypergolic bipropellant and the startup characteristic of a 500 N scale rocket were investigated with static firing tests. High-test peroxide was used as a green oxidizer and non-toxic hypergolic fuel, called Stock 2, was prepared. According to the firing test results, to prevent hart start in the startup phase, it was beneficial to ignite the propellants under a fuel rich environment rather than oxidizer rich environment along with higher concentration of hydrogen peroxide.

250 N 급 소형 하이브리드 과학로켓 비행시험

허정무(Jeongmoo Huh),김영일(Youngil Kim),안병욱(Byeonguk Ahn),정우석(Woosuk Jung),김현탁(Hyuntak Kim),최석민(Sukmin Choi),송현기(Hyunki Song),임재민(Jaemin Lim),유기정(Kijeong Yu),김종학(Jonghak Kim),윤호성(Hosung Yoon),권세진(Sejin Kwo 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12

250N 급 하이브리드 로켓 추진기관을 이용한 소형 과학로켓 개발과 비행시험이 진행되었다. 시스템 간편성을 확보하기 위해 추가적인 가압기체 탱크나 압력조절기 없이 블로우다운 가압 방식을 사용하였다. 촉매 점화 방식의 하이브리드 추진기관을 구성하여 내탄도 예측과 지상테스트가 진행되었으며 성공적인 자연점화와 내탄도 예측과 유사한 추진성능을 파악하였고 점화신뢰성을 확보하였다. 비행시험에 앞서 비행 시뮬레이션이 진행되었고, 비행시험결과 로켓이 성공적으로 비행하여 예측된 값과 유사한 최고점 부근 고도 95m, 비행시간 10.5 초의 결과를 보여주어, 구성된 추진기관의 시스템 간편성과 높은 점화신뢰성, 그리고 소형 과학로켓의 추진기관으로써 유효성을 성공적으로 입증하였다. Small scale sounding rocket was developed and flight tested using 250N class hydrogen peroxide/polyethylene hybrid rocket propulsion system. Pressure-fed system was used for system simplicity, which was desired for small scale sounding rocket. Internal ballistics and ground test were conducted for catalyst ignited hybrid rocket stand-alone system, and the results were well matched with successful auto-ignition and reliability. Experimental flight test of the sounding rocket showed successful flight with 95 m maximum altitude and 10.5 sec flight time, which was suitable for the flight simulation. These results show effectiveness of blow-down feeding and catalyst ignition hybrid rocket propulsion system for small scale sounding rocket application.