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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.
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.
유이상(Isang Yu),고영성(Youngsung Ko),신동순(Dongsun Shin),김현웅(HyenWoong Kim),채명일(Myeongll Chae) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5
본 연구에서는 Fin tube에 무산소 동, 크롬동 소재 변화에 따른 열교환기 성능을 비교하기 위해 수치해석을 수행하였다. 수치 시뮬레이션은 Reynolds-averaged, Navier Stokes 방정식, 연속성 방정식 및 에너지 방정식을 채택하였다. 무산소 동 소재 핀의 압력손실과 정적온도가 크롬동 소재 핀의 압력손실과 정온도보다 높다는 것을 확인하였다. In this study, a numerical analysis was performed to compare the performance of the heat exchanger according to the Fin tube made of copper, chromium copper (bronze) material. Numerical simulation adopts the RANS method (the solving of the Reynolds-averaged Navier -Stokes equations, the continuity equation, and the energy equation). The helium pressures losses and the static temperature of copper fin tube are lower than the helium pressures losses and the static temperature of chromium copper (bronze) fin tube.
신동순(Dongsun Shin),승아현(Ahyun Seung),유이상(Isang Yu),고영성(Youngsung Ko),김경석(Kyungseok Kim),김현웅(HyenWoong Kim) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.12
본 연구에서는 열교환기 노즐 형상에 따른 추력 성능을 분석하기 위해 이론 계산식과 수치해석을 이용하여 계산하였다. 수치해석은 열교환기의 내부 직경, 열교환기로 유입되는 열분해 가스의 속도에 근거하여 난류유동으로 해석을 진행하였다. type A, B, C의 열교환기 노즐 모두 고도가 증가함에 따라 추력이 증가하며 일정 고도 이상에서는 추력이 일정함을 확인하였다. 추력은 Type B, A, C 순으로 큰 값을 가진다. 열교환기에 사용되는 노즐의 목적은 오로지 큰 추력을 생성시키는 것이 아니기 때문에 터빈후방부의 요구압력 생성, 일정한 연소가스 유동, 열교환기 무게 등을 고려하여 적절한 노즐을 선정하는 것이 좋다. In this study, to analyze the thrust performance according to the shape of the heat exchanger nozzle, theoretical calculation formula and numerical analysis were used. Numerical analysis is based on turbulent flow based on the inner diameter of the heat exchanger and the velocity of the pyrolysis gas flowing into the heat exchanger. Type A, B, C heat exchanger nozzles were found to increase in thrust with increasing altitude and constant thrust at constant altitude. The thrust is large in the order of type B, A, C. Since the purpose of the nozzle used in the heat exchanger is not only to generate a large thrust, it is advisable to select an appropriate nozzle considering the required pressure in the rear of the turbine, the constant combustion gas flow, and the heat exchanger weight.