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한국형 발사체 추진기관 공급계용 대형 배관 제작 가능성 확인을 위한 배관 시편 제작 및 성능 평가
박형근(Hyoungkeun Park),조황래(Hwangrae Cho),방정석(Jeongsuk Bang),이병호(Byungho Rhee),조영훈(Yeonghoon Cho),박승용(Seungryong Park),이한주(Hanju Lee) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11
본 연구에서는 다양한 발사체 추진기관 공급계 배관 자재 중 STS 300 계열의 금속보다 강도가 높고 용접성이 우수할 것이라고 판단되는 21-6-9 합금소재를 이용하여 산화제 주배관의 시편을 제작하였다. 제작된 시편은 내압 시험을 수행하여 요구되는 내압 강도를 유지할 수 있는지를 확인하였다. This article deals with the manufacturing and performance evaluation on the specimen pipes which have large size diameter and thin thickness. This specimen is for LOX main pipe of KSLV-II propulsion feeding system. The material of specimen is 21-6-9 alloy. 21-6-9 alloy has higher strength and better weldability rather than STS-300 class pipes. We found that the specimen using 21-6-9 alloy satisfied the requirement by pressurization tests.
연소기 열차폐 Ni-Cr 도금 적용 현황과 향후 기술 적용 확대 방안
이동영(Dongyoung Lee),손은원(Eunwon Son),김진형(Jinhyung Kim),조황래(Hwangrae Cho),방정석(Jeongsuk Bang),이병호(Byongho Lee),김종규(Jonggyu Kim),유철성(Chulsung Ryu) 한국추진공학회 2021 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2021 No.5
액체로켓엔진 연소실에 적용되는 ZrO₂, NiCrAlY 기반 세라믹용사코팅은 금속과의 열팽창 계수 차이로 인한 박리 발생과 장시간 연소로 인한 삭마가 발생하는 단점이 있다. 이런 단점을 개선하기 위해 해외 기술 선진국에서 적용하고 있는 금속도금 기술을 다단연소사이클 엔진 기술검증용 연소기에 적용하였으며 열차폐 Ni-Cr 도금공정 및 상향 순환식 유동셀을 적용한 전용 도금조를 개발하고 공정 최적화를 수행하였다. 이후 기술검증용 축소형 연소실에 열차폐 Ni-Cr 도금을 확대 적용하여 연소시험을 통해 성능확인 및 기술의 완성도를 높여가고 있다. 본 연구에서는 고압엔진 연소실에 안정적인 열차폐 Ni-Cr 도금기술 적용을 위해 도금공정을 개선하고, 대형엔진 연소실에 적용 가능한 도금공정 방안을 다루었다. Zirconia, ZrO₂ and NiCrAlY-based ceramic thermal spray coating applied to the combustion chamber of a liquid rocket engine has the disadvantages that delamination due to the difference of thermal expansion coefficients between the metals and ablation due to long-time combustion occur. In order to improve these disadvantages, the metal plating technology, which is being used in overseas technologically advanced countries, was applied to the thrust chamber of technology demonstration model of staged combustion cycle engine. Ni-Cr plating process and a dedicated plating tank applied upward circulation flow cell were developed and process optimization was performed. After that, the thermal barrier Ni-Cr plating was applied to the small scale combustion chamber for technology verification. The performance was confirmed by a combustion test, and technology readiness level(TRL) is being increased. This study aims to improve the plating process to apply a stable thermal barrier Ni-Cr plating technology to the combustion chamber of a high-pressure engine and to deal with the plating process method applicable to the combustion chamber of a large scale engine.
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.
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.