극저온 헬륨을 활용한 열교환기 운용 예비 시험

승아현(Ahyun Seung),신동해(Donghae Shin),오정화(Jeonghwa Oh),박상수(Sangsoo Park),진솔(Sol Jin),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5

열교환기에 대한 기술개발을 위해서는 열교환기에 대한 운용환경에서의 성능평가가 필수적이다. 본 연구에서는 한국형 발사체의 추진제 공급을 위한 가압유체로 사용되는 극저온 헬륨을 활용한 열교환기 운용 예비 시험을 진행하였다. 상온헬륨을 극저온 헬륨으로 상태 변환시키기 위해서 액체질소와 항온조, 구리관을 사용하였다. 15 g/s 극저온 헬륨 연소실험 결과, 안정적으로 극저온 헬륨을 공급하는데 문제가 없었으며 극저온 헬륨 출구 온도 안정화됨을 확인하였다. In order to develop the technology for the heat exchanger, performance evaluation in the operating environment of the heat exchanger is essential. In this study, preliminary test for the operation of heat exchanger using cryogenic helium, which is used as pressurized fluid for propellant supply of Korean launch vehicle, was conducted. Liquid nitrogen, a constant temperature bath, and a copper tube were used to convert the room temperature helium into cryogenic helium. 15 g/s cryogenic helium combustion test showed that there was no problem in supplying cryogenic helium stably and the temperature of cryogenic helium outlet was stabilized.

연소불안정 모사를 위한 극저온 LN₂ 공급 설비 구성

승아현(Ahyun Seung),신동해(Donghae Shin),신민규(Minkyu Shin),박상수(Sangsoo Park),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5

본 연구에서는 극저온 LN2 공급을 위한 설비의 이론적 설계와 구축을 완료하였으며 실유체 분무테스트를 통해 설계 유량 확인 및 극저온 LN2 공급 설비를 검증하였다. 극저온 LN2에 GN2 가압으로 인한 열교환과 레귤레이터 반응성에 의한 압력강하 현상 발생하였다. 이를 해결하기 위해 레귤레이터 반응성을 높이고 가압가스의 양을 증가시킬 수 있도록 설비를 보완하였다. 보완된 설비로 실유체 분무 테스트를 진행한 결과, 설계 유량과 비슷한 액체질소 유량이 공급됨을 확인했으며 탱크 내 압력 강하 현상이 완화되었음을 확인하였다. In this study, the theoretical design and construction of facilities for cryogenic LN2 supply were completed, and the design flow rate and cryogenic LN2 supply facilities were verified through cold flow test using real propellant. A pressure drop due to heat exchange caused by GN2 pressurization at cryogenic LN2 and regulator response delay occurred. To solve this problem, the facility was supplemented to improve the response of the regulator and increase the amount of pressurized gas. As a result of cold flow test with the complementary equipment, it was confirmed that the liquid nitrogen flow rate similar to the design flow rate was supplied and the pressure drop in the tank was alleviated.

열교환기 노즐 형상에 따른 추력 분석 연구

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.

극초음속 고공환경모사 시험설비의 시험부 면적에 따른 성능 연구

진솔(Sol Jin),오정화(Jeonghwa Oh),승아현(Ahyun Seung),박상수(Sangsoo Park),김석원(Seokwon Kim),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5

본 연구에서는 극초음속 추진기관을 시험하기 위한 고공환경 모사가 가능한 지상시험 설비의 운용범위를 확인하기 위하여 시험부의 면적에 따른 상온시험과 수치해석을 진행하였다. 시험부의 면적은 시험부의 길이는 고정한 상태에서 시험부의 높이 변화만을 주었다. 노즐 출구 면적에 5배, 10배, 15배인 시험부를 설계하여 제작하였고 연구를 진행하였다. 상온 실험 결과 시험부 면적에 따라 시험설비의 목표 고도 압력 모사성능에 큰 영향을 주지 않음을 확인하였으며, 이를 통하여 수치해석의 타당성을 검토하였다. 최종적으로 시험부 면적에 따른 성능 데이터베이스를 확보할 수 있었다. In this study, we conducted a cold test and numerical analysis according to the test section area to check the operation range of the ground test facility which can simulate the high-altitude environment for testing hypersonic propulsion engines. The test section area is 5, 10 and 15 times the nozzle exit area with only the height change of the test section while the length of the test section is fixed. The results of the cold test confirmed that the target altitude pressure simulation performance of the test facility is not significantly affected by the area of the test section area, and the validity of the numerical analysis was verified through the results of the cold test. Finally, the performance database according to the test section area was obtained.

추진제 유량 제어를 위한 면적 가변형 Cavitation venturi 유량 특성 예비해석

신민규(Minkyu Shin),신동해(Donghae Shin),승아현(Ahyun Seung),박상수(Sangsoo Park),진솔(Jin Sol),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5

본 연구에서는 액체 로켓 엔진의 추력 조절을 위하여 추진제 유량 제어용 캐비테이션 벤츄리를 설계하였다. 설계한 벤츄리에 대하여 벤츄리 핀틀 스트로크(h)에 따라 유량특성을 수치해석을 통하여 확인하였다. 해석결과 설계된 벤츄리는 유량계수가 일정하며 추진제가 선형적으로 제어될 수 있음을 확인하였다. 핀틀 개도에 따라서 캐비테이션이 발생하는 벤츄리 전 후단 압력 비(P₁/P₂)는 h=1 mm일 경우 최소값으로 0.7이며 h=5 mm일 때 최대값 0.775임을 확인하였으며 벤츄리의 안정적인 작동 영역은 0.7미만인 것을 확인하였다. In this study, a cavitation venturi for controlling the propellant flow rate was designed to control thrust of a liquid rocket engine. The flow characteristics of the designed venturi were confirmed by numerical analysis according to the venturi pintle opening. The analytical results show that the designed venturi has a relatively constant discharge coeffiecient and the propellant can be controlled linearly. According to the pintle opening, the venturi upstream and downstream pressure ratios at which the cavitation occurs are less than 0.7 at h = 1 mm and less than 0.775 at h = 5 mm, and the stable operating range of Venturi is less than 0.7.

기계가공 및 3D 프린터로 제작한 열교환기의 성능 비교

오정화(Jeonghwa Oh),유이상(Isang Yu),신민규(Minkyu Shin),승아현(Ahyun Seung),고영성(Youngsung Ko),김경석(Kyungseok Kim) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5

본 연구에서는 3D 프린터 기술 평가 방안으로써 우주발사체에 적용되는 열교환기를 대상으로 기계가공과 3D 프린팅 기법 제작품 사이의 성능 특성을 비교하는 연구를 진행하였다. 이를 위해 액체로켓연소 실험 설비를 이용하여 열교환기 성능 평가 실험을 수행하였다. 실험 결과 기계 가공과 3D 프린팅 열교환기에서 각각 이론 예측 출구 온도 대비 오차 4.4%, 4.0%로 온도를 구현하는 것을 확인하였다. 즉, 기계 가공 방식과 3D 프린팅 방식의 열교환기에서 열 교환 성능에 차이가 없음을 확인하였다. In this study, combustion tests were conducted to compare performance characteristics of heat exchanger made by machining or 3D printer as an evaluation method of 3D printer technology. For this purpose, the performance test of the heat exchanger were carried out using the liquid rocket combustion test facility. Experimental results show that the temperature difference is 4.4% and 4.0% of the theoretical predicted outlet temperature in the heat exchanger of the machining and 3D printing technique. Therefore, it is confirmed that there is no difference in the heat exchange performance between the heat exchanger of the machining and the 3D printing method.

연소안정성 평가를 위한 상온 고압 상태에서의 가진장치 실험

오정화(Jeonghwa Oh),신동해(Donghae Shin),이희준(Heejun Lee),승아현(Ahyun Seung),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5

본 연구에서는 연소안정성 평가 시험 기법에 사용될 고진폭 가진장치 개발의 일환으로, 상온 고압조건에서 가진장치를 활용한 예비 실험을 진행하였다. 가진 장치는 고속의 모터를 이용하여 작동되도록 설계되었으며, 임의의 연소실을 선정하여 결합하였다. 가장 유해한 주파수로 알려진 1T 모드 분석에 초점을 맞추어 연구를 수행하였으며, 1T 모드 파악을 위해 연소실에 90도 방향으로 동압센서를 계측하였다. 본 연구를 통하여 가진장치의 활용 가능성과 1T 모드 분석 방법에 대한 데이터베이스를 확보하였으며, 향후 비원통형 연소실을 활용한 연소안정성 평가 실험의 기초자료로 활용될 것으로 기대된다. Preliminary experiments were carried out using a excitation system under room temperature and high pressure conditions as a part of the development of a high amplitude excitation device for combustion stability rating test. The vibrating device was designed to operate using a high-speed motor, and an arbitrary combustion chamber was selected and combined. The study focused on the 1T mode analysis, which is known as the most harmful frequency. We measured the dynamic pressure sensor in the direction of 90 ° to the combustion chamber to grasp the 1T mode. In conclusion, we have obtained a database on the usability of the device and 1T mode analysis method. It is expected to be used as a basic data of combustion stability rating test using a non-cylindrical combustion chamber in the future.

LOx/Kerosene 다단연소사이클 엔진 개발 동향

조영석(YoungSeok Cho),신민규(Minkyu Shin),박상수(Sangsoo Park),승아현(Ahyun Seung),김석원(SeokWon Kim),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.11

코일형 열교환기의 유량 변화에 따른 열전달 특성 파악 예비 실험

오정화(Jeonghwa Oh),유이상(Isang Yu),신동해(Donghae Shin),이희준(Heejun Lee),승아현(Ahyun Seung),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.12

헬륨을 사용하는 코일형 열교환기의 곡률 영향 평가에 대한 선행 연구로 장치 검증 실험을 진행하였다. 공기를 이용하여 실험을 진행하였으며, 그 결과를 선행 연구 자료와 비교하였다. 그 결과 최대 오차 범위 14% 내로 일치하는 것을 확인하였으며, 장치 검증이 완료된 것으로 판단하였다. 향후 검증된 장치를 바탕으로 헬륨을 이용하여 곡률비가 다른 코일에 대한 실험을 진행할 예정이다. A preliminary study on the curvature effect evaluation of a coil type heat exchanger using helium was carried out. Experiments were conducted using air, and the results were compared with previous research data. As a result, it was confirmed that the error was within the range of 14%, and it was judged that the device verification was completed. Based on the proven device, we will conduct experiments on coils with different curvature ratios using helium.