한국형발사체 극저온열차단계 개발

최상호(Sangho Choi),김종민(Jongmin Kim),이준호(Joon Ho Lee) 한국추진공학회 2018 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2018 No.5

한국형발사체 및 시험발사체에 적용되는 극저온열차단계의 개발 과정에 대하여 기술하였다. 극저온 열차단계는 액체산소로 충전된 산화제 탱크로 인한 극저온 열환경으로부터 발사체 구성품을 보호하고, 내부 공간에 서리 및 이슬 생성을 방지하기 위해 사용된다. 극저온열차단계는 설계 요구 조건, 단열재성능, 화재안전 가연성 시험 통과 여부 등을 종합적으로 고려하여 선정된다. 선정된 극저온 단열재는 시편을 이용하여 내구성 시험 및 극저온/가진 시험 등의 환경시험을 거쳐 적합성 여부를 검증한다. 이후 제작된 극저온열차단계 시제품은 발사체 총조립 과정을 통해 발사체에 장착되고, 추진기관시험설비에서 실물 기체를 이용한 수류 시험을 통해 최종 확인 단계를 거친다. The development process of cryogenic thermal protection system for the Korea Space launch vehicle-II and Test Launch Vehicle is described. The cryogenic thermal protection system is used to protect components from cryogenic thermal environments due to oxidant tanks filled with liquid oxygen and to prevent frost and dew formation in the interior space. The cryogenic thermal protection system is selected considering the design requirements, insulation performance, and whether the fire safety flammability test has passed. The selected cryogenic insulation materials are tested for their suitability through environmental tests such as durability tests and cryogenic/vibration tests using specimens. Then, the cryogenic thermal protection system is installed on the launch vehicle and verified through the filling and draining test of LOX in PSTC facility.

발사대 온도 제어 시스템 설계 분석

최상호(Sangho Choi),옥호남(Honam OK),김성룡(Seong-Lyong Kim),김영훈(Younghoon Kim),김인선(Insun Kim) 한국항공우주연구원 2012 항공우주기술 Vol.11 No.1

나로호 발사를 위해 사용된 발사대 지상 설비중 하나인 발사대 온도 제어 시스템의 시스템 설계 자료를 분석하였다. 러시아에서 한국항공우주연구원에 제공한 CDP 자료를 참고하여 발사대 온도 제어 시스템의 공기 생산부(UPV), 공기 가열부(UNG) 및 공기 분배부(URG)의 열수력 설계를 분석하였다. 또한 공기 가열부 및 공기 분배부에 대한 수치 해석을 수행하고 측정 결과와 비교하여 두 결과가 일치함을 확인하였다. 마지막으로 발사대 온도 제어 시스템의 단열 설계 기법을 분석하였다. 본 연구를 통해 검증된 기법은 앞으로 한국형 발사체를 위한 시스템 수정 및 설계시 유용하게 사용될 것이다. In this study, design of LCTS(Launch Complex Thermostatting System), which is one of ground support equipments for KSLV-I, is analyzed based on CDP(Critical Design Package) provided by Russia. The thermo-hydraulic design of air preparation compartment and hydraulic design of air heating & distribution compartment performed. Also numerical simulation of air heating & distribution compartment was conducted and compared with actual measurement data. Finally, insulation design of system was analyzed. Designing method of LCTS will be helpful in developing or modifying LCTS for new launch vehicle.

한국형발사체 구조물 비행중 열해석 및 단열 설계

최상호(Sangho Choi),옥호남(honam OK) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5

발사체는 대기중을 고속으로 비행함에 따라 대기의 압축으로 인해 발생하는 충격파 및 대기와 발사체간의 마찰로 인하여 높은 열유속의 공력가열을 받게 된다. 한편 미소중력 상황에서 2단 메인엔진을 연소하기 전에 극저온 유체가 엔진으로 원활히 흡입되게 하기 위하여 얼리지 모터를 사용하는데, 얼리지 모터 연소시 플룸으로 인한 가열을 발사체 구조물이 받게 된다. 본 연구에서는 KSLV-II 비행중 1, 2, 3단이 받게 되는 공력가열 및 얼리지 모터 플룸 가열을 분석한 뒤 이를 이용하여 발사체 주요 구조물에 대한 열해석을 수행하였다. 또한 예측된 구조물의 온도가 구조물의 허용 온도를 초과하는 경우에는 단열 설계를 수행하여 비행중 발사체가 열적 안정성을 갖추도록 하였다. When a launch vehicle is flying at atmosphere with high speed, it is exposed to aerodynamic heating due to shock and friction between body and air. The ullage motor is used to suck effectively cryogenic fluid before combustion of second stage main engines and plume from the ullage motor has a severe heating effect on main structure. In this study, aerodynamic heating and ullage motor plume heating was predicted. Then thermal analysis of main structure was done and thermal insulation design was conducted if temperature of structural material is exceeding allowable temperature.

시험발사체 극저온 열차단계 비행시험 데이터 분석

최상호(Sangho Choi),이준호(Joon Ho Lee) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.11

시험발사체에는 극저온 산화제로부터 발사체 구성품을 보호하고, 내부 공간에 서리/이슬 생성을 방지하기 위하여 극저온 열차단계가 장착되었다. 본 연구에서는 시험발사체 지상 운용 과정 및 비행시험 중 극저온 열차단계에 대한 비행 시험 데이터를 분석하여 단열 요구 조건이 만족되었는지 확인하였으며, 극저온 환경에 대한 열해석을 수행한 후 비행시험 측정 결과와 비교하였다. 극저온 열차단계 비행 시험 데이터를 확인한 결과, 지상 운용 과정 및 비행시험 중 극저온열차단계의 성능 요구 조건이 만족되었음을 확인할 수 있었다. 한편 시험발사체 구조물의 극저온 환경에 대한 영향을 분석하기 위해 지상 운용 과정에 대한 열해석을 수행하였으며, 열해석 결과를 지상 운용 과정 중 측정된 결과와 비교하였다. 이후 열해석과 측정 결과의 차이에 대한 원인 분석을 통하여 열해석에 사용된 모델을 보정하는 작업을 수행하였다. 보정을 마친 모델을 이용하여 시험발사체 비행환경에 대한 열해석을 수행하였으며, 열해석 결과는 비행시험 데이터와 일치하는 경향을 나타내었다. 본 연구를 통해 개발된 극저온 환경에 대한 열해석 기법은 앞으로 개발될 발사체의 극저온 열차단계 설계에 유용하게 사용될 수 있다.

페어링 노즈콘에 대한 공력가열 시험

최상호(Sangho Choi),김성룡(Seong-Lyong Kim),김인선(Insun Kim) 대한기계학회 2007 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2007 No.5

Launch vehicles are exposed to aerodynamic heating conditions while flying at high Mach numbers in the atmosphere. In this study aerodynamic heating test for fairing nose-cone was done using ATSF(Aerodynamic Thermal Simulation Facility) and Engineering Model for fairing. ATSF is a facility that can simulate given temperature profile using about 4,000 halogen heaters on fairing model. Aerodynamic heating profile is got from result of thermal analysis using MINIVER, Thermal Desktop and SINDA/FLUINT. After aerodynamic heat test, it is found that initial temperature of fairing inner surface and thickness of BMS has important effects on temperature of fairing inner surface. Also it is confirmed that maximum temperature of fairing nose-cone inner surface during flight is lower than allowable temperature limit. Later, thermal correlation between thermal analysis and experimental results will be done using aerodynamic heating test result.

비행중 발사체 열해석

최상호(Sangho Choi),김성룡(Seong-Lyong Kim),김인선(Insun Kim) 대한기계학회 2006 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2006 No.6

In this study thermal analysis of the KSLV(Korea Space Launch Vehicle)-I during ascent pahse was done. The launch vehicle are exposed to extreme heating conditions due to aerodynamic heating while flying at high Mach numbers in the atmosphere. Also heat liberation from electric boxes and orbital environmental heating such as solar radiation, Albedo, and IR Earth radiation affects thermal condition of the launch vehicle and payload. For aerodynamic heating analysis, MINIVER is used to calculate convective heat transfer coefficient and recovery temperatures. Also thermal analysis is done using SINDA/FLUINT and Thermal Desktop which are RC-network solver and pre/post processor. Initial temperatures are set according to the results of a pre-launch thermal analysis. Thermal analysis was performed at two extreme cases, maximum condition and minimum condition.

재사용발사체 1단 공력가열 분석

최상호(Sangho Choi),오범석(Bum Seok Oh),이준호(Joon Ho Lee) 한국항공우주학회 2022 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2022 No.11

발사체 비행중 3단 산화제 온도 예측

최상호(Sangho Choi),김인선(Insun Kim) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5

KSLV-II의 3단은 터보펌프 방식으로 구동될 예정인데, 펌프에서의 캐비테이션(cavitation) 발생을 억제하기 위해서는 3단 산화제 내에 있는 LOX의 온도와 압력을 정확히 예측하는 것은 매우 중요하다. 비행중 3단 산화제 탱크는 외부에서 공력 가열 및 궤도 가열을 받으며, 산화제 탱크 벽면과 LOX는 자연 대류 또는 과냉 비등을 통해 열교환을 하게 된다. 또한 LOX의 온도는 얼리지 또는 가압용 GHe과의 열교환에 의해서도 영향을 받게 된다. 본 연구에서는 KSLV-II의 이륙 직후부터 3단 연소종료 시점까지 3단 산화제의 온도를 예측하기 위한 열해석을 수행하였다. The 3rd stage oxidizer of KSLV-II will be driven by turbo-pump. In this case, prediction of temperature and pressure of LOX in the 3rd stage oxidizer tank is very important to prevent cavitation. During flight, aerodynamic heating and orbital heating is incident on oxidizer tank, then heat is transferred to LOX by natural convection or subcooled boiling. Also ullage or pressurizer GHe affect thermal state of LOX. In this study, thermal analysis is conducted to predict temperature of LOX from lift-off to completion of 3rd stage combustion.

유비쿼터스 환경의 개인정보 보호를 위한 법률, 제도적 방안

최상호(Sangho Choi),이은옥(Eunok Lee),정미란(Miran Jung) 한국정보과학회 2005 한국정보과학회 학술발표논문집 Vol.32 No.1

유비쿼터스 컴퓨팅환경의 대두로 개인정보 보호에 관한 관심이 더욱 높아졌다. 지금의 사람 대 사람에서의 정보보호뿐만 아니라 그 범위는 사람 과 기계, 기계와 기계, 사물과 사물 간으로 넓어지고 있다. 유비쿼터스 환경하에서의 개인정보침해 사례를 살펴보고, 그에 따른 기술적 대응 방안과 법적 대응 방안을 알아본다. 한계를 보일 수 있는 개인정보보호기술은 개인정보보호정책으로 보안하기 위하여 시급한 법제화가 필요하다.

한국형발사체 열제어/화재안전 시스템 요구 조건 설계

최상호(Sangho Choi),이준호(Joon-Ho Lee) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12

발사체는 발사 전에 발사체 시스템의 기능 점검 및 추진제 충전을 위한 지상 운용 과정을 거치게 된다. 이러한 과정에서 발사체 내부 격실에 대한 온도 제어를 수행하고, 위험 가스 누출로 인한 화재 및 폭발 가능성을 낮추기 위하여 열제어/화재 안전 시스템이 운용된다. 열제어/화재안전 요구 조건은 화재안전 관점에서 위험 가스를 효과적으로 제거할 수 있는 조건과 열제어 관점에서의 조건을 모두 만족시킬 수 있어야 한다. 본 연구에서는 한국형발사체(KSLV-II)에 적용할 화재안전 조건 및 열제어 조건을 도출하고 이를 바탕으로 열제어/화재안전 시스템의 요구 조건에 대한 설계를 수행하였다. Before lift-off of launch vehicle, ground operation for checking launch vehicle system and filling propellant is done. During ground operation, Thermal Control & Fire Safety System is operated to conduct thermal control for compartment of launch vehicle and reduce possibility of fire and explosion due to leak of hazardous gas. Requirement of Thermal Control & Fire Safety System should satisfy both fire safety condition and thermal control condition. In this study, fire safety condition and thermal condition to fulfill its mission was proposed. Based on these conditions, requirement of thermal control & fire safety system for KSLV-II was designed.