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우주발사체 엔진 연소 후류에 따른 발사대 지상설비 영향성 분석
오화영(Hwayoung Oh),엄형식(Hyungsik Um),허환일(Hwanil Huh) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
발사대시스템은 조립시험시설에서 단별 총 조립과 기능 점검을 마친 우주발사체를 발사장으로 이송하여 최종 기능 점검과 추진제, 고압가스 충전을 통해 발사 운용을 수행하는 설비이다. 발사대 지상에 위치한 지상기계설비는 우주발사체 엔진 노즐 후단에서 배출되는 고온·고속의 연소가스에 견딜 수 있도록 구축되어야 한다. 본 논문에서는 전산유동해석을 활용하여 시험발사체 이륙 시 엔진 연소가스가 발사대 지상설비에 미치는 영향에 대해 검토하였다. The launch complex system is a facility that transports the launch vehicle, of which all the stages have been assembled and functionality has been checked at the assembly complex, and conducts the launch operation as it provides final functionality checkouts and charges propellant and high-pressure gases. The mechanical ground support equipment located on the ground should be constructed to bear up under the exhaust gas of high temperature and pressure emitted from the engine nozzle. In this paper, we analyzed the effect of exhaust gas on the ground equipment related to a lift-off of the Test Launch Vehicle by means of computational flow analysis.
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이정일(Jungil Lee),엄형식(Hyungsik Um),강선일(Sunil Kang),오화영(Hwayoung Oh),김정래(Jungrae Kim) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
화염유도로는 발사체로부터 배출되는 고온 고압의 연소 후류로부터 발사체 및 발사대 구조물을 보호하는 시설물로써 가스의 적절한 배출을 해야함과 동시에 냉각수를 이용하여 고온의 가스를 냉각시켜야 한다. 본 연구에서는 초음속유동에서 액적 분열을 가장 유사하게 모사할 수 있는 모델을 선정하였고, 이를 이용하여 초음속 자유류에서의 물분사를 포함한 2상 유동 해석을 수행하였다. 이를 통하여 물분사 유량에 따른 온도 분포 변화를 확인할 수 있었다. 한국형 발사체 발사대의 화염유도로의 3차원 형상을 바탕으로 비정상상태 해석을 통해 고온의 초음속 플룸에 대한 냉각수 분사의 영향에 대해 분석하였다. 화염유도로에 물분사 모델을 적용하여 노즐당 유량이 150 kg/sec일 때 벽면 온도가 1000 K 하강하는 것을 확인하였다. To protect the launch vehicle and launch complex structures, the flame deflector system requires the consideration of flame deflection and exhaust gas cooling with water spraying. In this study, three dimensional simulation of KSLV-Ⅱ flame deflector system was conducted with transient analysis. For the analysis of phenomena in supersonic compressible free stream flow with water spray, the liquid breakup model and two phase flow model were adopted with reasonable parameters values derived. Finally, based on the present results, we evaluated the effect of water spraying in rocket exhaust plume. We found that the wall temperature decreased 1000 K when 150 ㎏/sec water spray compared to no water spray.
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이정일(Jungil Lee),엄형식(Hyungsik Um),강선일(Sunil Kang),오화영(Hwayoung Oh) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11
화염유도로는 발사체로부터 배출되는 고온 고압의 연소 가스를 안전하게 배출시키는 시설물로써 발사체 및 발사대 주위의 구조물을 보호하는 역할을 한다. 고온 고압의 연소 가스가 배출되는 만큼 냉각수를 이용하여 연소 가스를 냉각시키는 시설을 갖추어야 한다. 연소 노즐에서 배출되는 수증기, 이산화탄소, 일산화탄소 뿐만 아니라 냉각수 분사에 의해 수증기가 증가함에 따라 복사열전달은 화염유도로 시스템 설계에 중요한 변수가 된다. 이번 연구에서는 H₂O-CO₂-CO 혼합가스에 대한 복사열전달 모델을 선정하였고 기존에 연구된 SNB 모델의 결과와 비교하였다. 총 방사율 기준으로 약 5% 이내의 오차를 보여 모델의 타당성을 확인할 수 있었다. 한국형 발사체 발사대의 화염유도로 형상을 바탕으로 복사열전달 모델을 고려한 비정상상태 해석을 통해 냉각수 분사에 의한 벽면 온도를 예측하였다. 냉각수 분사를 하지 않을 경우 약 3000 K의 벽면 온도가 냉각수 분사를 할 경우 약 1000 K 하강하는 것을 확인하였다. To protect the launch vehicle including complex structures, the flame deflector system should be equipped with flame deflection and water injection system for exhaust gas cooling. Radiative heat transfer is an important factor for a flame deflector system design because of two reasons: 1) the plume gas includes three radiating species (H₂O, CO₂ and CO), 2) a large amount of water vapor is generated by evaporation of injected cooling water. The radiative heat tranfer model for H₂O-CO₂-CO mixture is compared with SNB model for validation. As results, the total emissivity is well matched within roughly 5% error between two models. Finally three dimensional simulation of KSLV-II flame deflector system is conducted with transient analysis based on this radiation model. The wall temperature decreases 1000 K for the water injection case compared with no water injection.
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오화영(Hwayoung Oh),강선일(Sunil Kang),김대래(Daerae Kim),이정일(Jungil Lee),엄형식(Hyungsik Um),허환일(Hwanil Huh) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5
우주발사체 이륙 시 발생하는 연소 후류에 의해 발사체 및 발사대 구조물에 대한 손상을 방지하기 위해 적절한 형상의 화염유도로가 구축되어야 한다. 화염유도로는 발사체로부터 배출되는 풀룸이 재순환되거나 역류가 발생하지 않는 적절한 형상으로 설계되어야 하며, 발사장 주변 여건과 운용되는 발사체의 엔진 특성이 반영되어야 한다. 본 논문에서는 한국형발사체 1단부 엔진 특성을 고려하여 화염유도로 기초 형상을 설계하였으며, 플룸을 추진제 연소가스 대신 공기로 가정한 전산유동해석을 통해 화염유도로 형상에 따른 연소 후류의 영향에 대해 분석하였다. The flame deflector should be constructed to minimize the induced environmental effects on the launch vehicle and to minimize the exhaust impingement effects on the launch complex structures during the lift-off operation. Therefore, it should be designed to avoid recirculation and reverse flow of rocket exhaust plumes and also the circumstance around launch complex and characteristics of launch vehicle should be taken into consideration for design of flame deflector. In this paper, we designed the flame deflector reflecting KSLV-II engine characteristics and analyzed the effect of exhaust plumes related to change geometry by means of computational flow analysis.
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오화영(Hwayoung Oh),강선일(Sunil Kang),이정일(Jungil Lee),엄형식(Hyungsik Um),허환일(Hwanil Huh) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
화염유도로는 우주발사체 이륙 시 발생하는 연소 후류에 의한 발사체 및 발사대 구조물에 대한 손상을 방지하는 구조물이다. 화염유도로 설계는 엔진 노즐에서 배출되는 연소가스가 화염유도로 내부에서 역류하지 않는 구조적인 형상 설계가 필수이며, 발사장 주변 환경과 운용되는 발사체의 엔진특성이 반영되어야 한다. 본 연구에서는 한국형발사체 1단 엔진 특성과 나로우주센터 발사장 환경을 고려하여 3가지 화염유도로 기초 형상을 설계하였으며, 플룸을 추진제 연소가스 대신 공기로 가정한 3D 유동해석을 통해 화염유도로 형상에 따른 연소 가스 배출 형태를 분석하였다. A flame deflector is a structure that prevents damage to the launch vehicle and launch complex due to the exhaust plume of a lifting-off launch vehicle. The shape of a flame deflector should be designed to restrain the discharged gas from backdraft inside the deflector and to reflect the impact to the surrounding environment and the engine characteristics of the vehicle. This study presents the three preliminary flame deflector configurations which are designed for the first-stage rocket engine of the KSLV-Ⅱ and surroundings of the Naro space center. The gas discharge patterns of the designed flame deflectors are investigated via the 3D flow field analysis assuming that the air, in place of the exhaust gas, forms the plume.
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