소형발사체 공통격벽 추진제 탱크의 단열재 두께 변화에 따른 과도 열전달 해석

양지윤,이경한,김상우,이수용 항공우주시스템공학회 2024 항공우주시스템공학회지 Vol.18 No.3

본 연구에서는 단열재 두께에 따른 소형발사체 공통격벽 추진제 탱크의 단열 성능을 분석하였다. 단일 파트로 이루어진 공통격벽 추진제 탱크는 탱크 연결부가 불필요하여 추진제 탱크의 경량화 설계가 가능하다. 그러나 산화제와 연료의 온도차로 인한 열전달에 의하여 추진제의 손실과 점화 지연 등의 문제가 발생할 수 있다. 따라서 산화제 탱크와 연료 탱크를 구분하는 공통격벽 구조의 단열 성능 확인이 필수적이다. 본 연구에서는 기화 질량(boil- off mass)을 이용한 단열 성능 분석을 위하여 단열재 두께가 50, 55, 60, 65, 70 mm인 추진제 탱크에 대해 과도 열전달 해석을 수행하였다. 이어서 추진제 탱크의 1단 비행시간 동안 발생하는 산화제의 기화 질량을 도출하였다. 그 결과, 단열재 두께가 증가할수록 기화 질량이 감소하여 단열 성능이 향상되었다. The insulation performance of a common bulkhead propellant tank for small launch vehicles with variations in insulation thickness was analyzed. The common bulkhead propellant tank composed of a single part allows for lightweight design, as it eliminates the need for tank connections. However, problems such as propellant loss and ignition delay due to heat transfer caused by temperature differences between oxidizer and fuel may arise. Therefore, it is essential to verify the insulation performance of the common bulkhead structure that separates the oxidizer tank and fuel tank. In this study, transient heat transfer analysis was conducted for propellant tanks with insulation thicknesses of (50, 55, 60, 65, and 70) mm to analyze the insulation performance using boil-off mass. Subsequently, the boil-off mass of the oxidizer generated during the first-stage flight time of the propellant tank was determined. The results confirmed that increasing the insulation thickness reduces the boil-off mass, thereby improving the insulation performance.

극저온 추진제 상층부에서의 열전달계수 예측

권오성(Ohsung Kwon),김병훈(Byunghun Kim),길경섭(Gyoungsub Kil),고영성(Youngsung Ko) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

추진제탱크 내의 극저온 추진제는 발사체의 비행 과정동안 주변으로부터 에너지를 흡수하여 온도가 상승한다. 비행 종료 시점에 있어 터보펌프 입구 요구조건 이상으로 온도가 상승된 추진제는 사용할 수 없는 잔류추진제로 남게 된다. 본 논문에서는 극저온 추진제 상층부의 온도변화를 살펴보기 위하여 추진제 표면 근처에서의 열전달계수를 구해보고자 하였다. 추진제 상층부의 열전달을 전도로 단순화하여 열전달계수를 예측하는 방법을 제시하였다. 이를 통해 얻어진 추진제 상층부의 온도를 시험데이터와 비교하여 열전달계수 예측 방법의 적용 가능성을 확인하였다. The temperature of cryogenic propellant in the propellant tank increases during flight due to heat input from surroundings. The propellant which temperature rises up over the required condition of turbo-pump remains as unusable propellant at the end of flight. In this paper the estimation method of the heat transfer coefficient at the upper layer of cryogenic propellant was presented. The heat transfer mode at the propellant upper layer was considered as conduction. Temperature distributions near propellant surface obtained from heat transfer coefficient were compared with test data to show the possibility of this method.

추진제탱크 가압용 인젝터 출구에서의 유동가시화 및 해석

권오성(Oh-Sung Kwon),한상엽(Sang-Yeop Han),권기정(Ki-Jung Kwon),정용갑(Yong-Cahp Chung) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.1

추진제탱크 가압용 인젝터는 액체추진기관 발사체의 가압시스템에서 추진제탱크로 유입되는 가압가스의 유속을 감소시키고 이를 적절히 분산시키기 위해 사용된다. 인젝터의 형상에 따라 추진제탱크 내부 얼리지의 온도분포가 달라지게 되는데, 이것은 가압가스 소모량과 추진제탱크 내의 열적인 현상들에 영향을 미친다. 본 논문에서는 추진제탱크 얼리지가 성층화된 온도분포를 가질 수 있도록 하는 디퓨저 형상의 인젝터에 대하여 출구 유동형태를 살펴보았다. 입자영상유속계 기법을 이용하여 제작된 인젝터 출구에서의 가압가스 유동을 가시화하였고, 이를 CFD 해석결과와 비교하였다. 해석결과는 측정결과와 비교적 잘 일치하였고, 이것을 추진제탱크 얼리지 해석에 있어 입구조건으로 사용하여 얼리지의 상태를 확인하였다. Propellant tank pressurizing gas injector is used in the pressurization system of liquid propellant rocket to reduce incoming gas velocity and distribute the gas in the tank. Temperature distribution in the propellant tank ullage is varied according to the gas injector shape, and it has influence on the required pressurant gas and thermal phenomena in the tank. In this paper, diffuser type gas injector was studied to make the ullage have stratified temperature distribution. Injected gas flow at the outlet of prototype diffuser was visulized using particle image velocimetry method and it was compared with the results of calculation. Calculation was well agreed with measurement and was used as an inlet condition of propellant tank ullage calculation.

복합재 분리형 맨드릴을 이용한 라이너 없는 복합재 추진제 탱크에 대한 시험 평가

이승윤 ( Seung Yun Rhee ),김광수 ( Kwangsoo Kim ),윤영하 ( Young-ha Yoon ),이무근 ( Moo-keun Yi ),김희철 ( Hee Chul Kim ) 한국복합재료학회 2023 Composites research Vol.36 No.2

추진제 탱크의 경량화를 위해 비강도가 우수한 탄소섬유 강화 복합재를 이용하여 라이너 없이 복합재 추진제 탱크를 제작하기 위한 연구를 수행하였다. 본 연구에서는 MEOP 1.7 MPa의 내압을 지탱할 수 있는 직경 800 mm의 복합재 추진제 탱크 축소형 시제를 설계하였고, 보스 또한 동일한 복합소재로 제작하여 무게를 줄였다. 라이너 없이 탱크를 제작하기 위해 분리형 맨드릴을 이용하였고, 맨드릴의 무게도 줄이고 경화 과정에서 맨드릴의 팽창을 줄여 치수안정성을 도모하기 위해 복합재로 맨드릴을 제작하였다. 맨드릴 상에 탄소섬유 직물 소재를 핸드레이업 공정으로 적층한 후 오토클레이브 경화 과정을 거쳐 시제품을 제작하였다. 시제품 제작 후, 상온 보증압 시험과 헬륨 기밀 시험, 그리고 상온 반복 내압 시험과 파열 시험을 수행하여 내압 강도 및 기밀 성능 요건을 충분히 만족함을 확인하였고 파열압에 대한 안전여유가 충분함을 확인하였다. 본 연구 결과를 발사체 연료탱크 개발에 적용함으로써 발사체 전체 경량화에 기여할 수 있고, 향후 극저온 성능까지 검증한다면 극저온 산화제탱크 제작에도 활용할 수 있을 것으로 기대된다. A linerless composite propellant tank was designed and manufactured by using the carbon fiber-reinforced composite materials which have superior strength-to-weight ratio in order to reduce weight of the tank. In this research, we designed a sub-scale composite propellant tank with a diameter of 800 mm to withstand an MEOP of 1.7 MPa. We manufactured the boss of the tank by using the same composite materials to reduce the thermal expansion difference between the boss and the secondary-bonded composite layers of the barrel in the cryogenic environment. We used the collapsible mandrel to manufacture the tank without any liner. The mandrel was made from epoxy-based composite tooling prepregs to reduce weight of the mandrel. We manufactured the test tanks by laying up the carbon fiber fabric prepregs manually on the mandrel and then applying the autoclave cure process. We performed a proof test, a helium tightness test, a repeated pressurization test, and a burst test in room temperature. The test results demonstrate that the proposed design and manufacture process satisfies all strength requirements as well as an anti-leakage requirement.

가압가스 온도에 따른 극저온 추진제탱크 가압가스 요구량

권오성(Oh-Sung Kwon),김병훈(Byung-Hun Kim),조인현(In-Hyun Cho),고영성(Young-Sung Ko) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.12

추진제가 배출되는 동안 발사체 추진제탱크의 압력을 유지하기 위해 필요한 가압가스의 요구량을 예측하는 것은 가압시스템의 설계를 위해 반드시 필요하다. 추진제탱크로 유입되는 가압가스의 온도는 가압가스의 요구량에 가장 큰 영향을 미치는 요소로서, 저장탱크의 무게, 열교환기의 크기 등 가압시스템의 개발에 있어 중요한 설계기준이 된다. 이에 극저온 추진제탱크 내에 저장된 추진제를 가압하여 배출하는 실험을 수행하였고, 가압가스 온도 조건에 따른 가압가스 요구량과 얼리지 온도분포를 측정하였다. 그 결과 가압가스의 온도가 높을수록 요구량 자체는 감소하였지만, 이상적인 가압가스 요구량 대비 실제 필요량의 비율은 증가하였다. The prediction of the required pressurant mass for maintaining the pressure of propellant tanks during propellant feeding is an important issue in designing pressurization system. The temperature of pressurant fed into propellant tank is the critical factor in the required pressurant mass and is one of the most crucial design parameters in the development of pressurization system including designing the weight of pressurant tanks and the size of heat exchanger. Hence a series of propellant drainage tests by pressurizing propellant stored in a cryogenic propellant tank have been performed with measuring the temperature distribution inside ullage and the required pressurant mass according to the temperature condition of pressurant. Results shows that the required pressurant mass decreases as the temperature of pressurant increases. However, the rate of the actual pressurant mass to the ideal required pressurant mass increases.

추진제탱크 얼리지 해석을 위한 기본모델

권오성(Oh-Sung Kwon),조남경(Nam-Kyung Cho),조인현(In-Hyun Cho) 한국항공우주연구원 2010 항공우주기술 Vol.9 No.1

추진제가 배출되는 동안 추진제탱크를 적정 압력으로 유지하기 위해 필요한 가압가스의 질유량 및 총소모량을 파악하는 것은 가압제어시스템의 설계 및 가압제 저장탱크의 무게를 산출하는데 있어 매우 중요하다. 특히 극저온 추진제탱크의 경우 얼리지 내부의 가압가스는 외부와의 열전달에 의해 비체적이 감소하므로 더욱 많은 추진제탱크의 압력을 유지하기 위해 더 많은 가압가스를 필요로 한다. 이에 추진제탱크 얼리지 해석을 위한 기본모델을 만들어 얼리지 내부와 탱크벽면의 온도분포, 가압가스 소모량, 얼리지 내부에서 유입된 가압가스의 에너지 분포를 예측하였다. 현재 시험을 통한 프로그램의 수정보완이 진행되었으나, 본 자료에서는 기본적인 해석모델의 설명에 중점을 두었다. Estimation of pressurant mass flowrate and its total mass required to maintain propellant tank pressure during propellant outflow is very important for design of pressurization control system and pressurant storage tank. Especially, more pressurant mass is required to maintain pressure in cryogenic propellant tank, because of reduced specific volume of pressurant due to heat transfer between pressurant and tank wall. So, basic model for propellant tank ullage calculation was proposed to estimate ullage and tank wall temperature distribution, required pressurant mass, and energy distribution of pressurant in ullage. Both test and theoretical analysis have been conducted, but only theoretical modeling method was addressed in this paper.

극저온 추진제탱크 가압효율 계산

권오성(Oh-Sung Kwon),김병훈(Byung-Hun Kim),길경섭(Gyoung-Sub Kil),한상엽(Sang-Yeop Han) 한국항공우주연구원 2013 항공우주기술 Vol.12 No.2

극저온 추진제탱크에서의 추진제 배출 시험데이터와 해석 프로그램을 이용하여 극저온 추진제탱크 얼리지와 관련된 에너지 흐름을 파악하고 추진제탱크의 가압효율을 계산하였다. 얼리지와 관련된 에너지 항목을 결정하고 각 항목의 계산방법을 설명하였다. 탱크의 압력, 탱크로 유입되는 가압가스의 온도를 달리한 세 가지 경우의 시험데이터를 사용하였는데, 시험조건 범위에서 가압효율은 13.9% ~ 19.3%로서 상당히 낮게 나타났다. 탱크로 유입된 에너지 중 외부로 손실되는 에너지가 55.2% ~ 67.6%였으며 이중 탱크 벽면을 통한 손실이 가장 큰 비중을 차지하였다. 탱크로 유입되는 가압가스의 온도가 같을 경우, 탱크압력에 관계없이 각 에너지 항목의 상대적인 크기는 거의 동일하였다. 시험데이터를 이용하여 collapse factor를 계산하였고 열손실 비율과의 관계를 살펴보았다. In this paper, the energy flows related to cryogenic propellant tank ullage were understood and pressurization efficiency of the tank was calculated using propellant feeding test data with the help of calculation program. The related energy flow terms and calculation method of each terms were described. Three test data of different tank pressure and incoming pressurant temperature were used. Under the test conditions, the pressurization efficiency was low in the range of 13.9% ~ 19.3%. The proportion of energy loss to the incoming pressurant energy was in the range of 55.2% ~ 67.6%. The energy loss to the propellant tank wall was the biggest one. If the temperature of incoming pressurant was the same, the rates of each energy flows to the incoming energy were almost the same regardless of the propellant tank pressure. The collapse factor of propellant tank was calculated using test data, and the relation of it to the heat loss rate was observed.

극저온 추진제 탱크 가압 시 가압 속도에 따른 가압제 소모량 변화에 대한 연구

이민수,신민규,차정열,이재봉,정용운,고영성 한국항공우주학회 2024 韓國航空宇宙學會誌 Vol.52 No.9

극저온 추진제를 상온의 가압제로 가압하게 되면 추진제 탱크 내부에서 열전달과 물리적인 교란에 의해 가압제가 응축되어 극저온 추진제에 용해되는 현상이 발생할 수 있다. 이러한 현상으로 인해 가압제 소모량이 증가하며, 추진제가 희석되어 연소기의 성능이 저하될 수 있다. 본 연구에서는 극저온 추진제 탱크에서 가압 속도만으로 가압제 응축 현상을 최소화하는 것에 대해 연구하였다. 가압제의 응축 여부를 가압제의 소모량으로 판단하였다. 실험 결과 가압 속도가 증가할수록 가압제 소모량이 증가하였으며, 가압 속도가 1.8bar/s의 경우 가압 속도가 낮은 경우보다 가압제 소모량이 약 11배가량 증가하였다. 또한 런 탱크 압력 50bar까지 약 0.5bar/s로 가압한 후, 50bar부터 100bar까지 약 1bar/s 가압 속도를 증가시켜도 가압제 소모량이 증가하지 않았다. When pressurizing cryogenic propellant with room temperature pressurant, condensation of the pressurant into the propellant may occur due to heat transfer and physical disturbances within the propellant tank. This phenomenon leads to an increase in pressurant consumption and dilution of the propellant, potentially degrading the performance of the combustion chamber. In this study, we investigated minimizing pressurant condensation solely through the pressurization speed in the cryogenic propellant tank. The condensation of pressurant was determined by its pressurant consumption rate. Experimental results showed that as the pressurization speed increased, pressurant consumption also increased. Specifically, at a pressurization speed of 1.8bar/s, pressurant consumption increased by approximately six times compared to lower pressurization speed. Additionally, after pressurizing to a run tank pressure of 50bar at about 0.5bar/s, increasing the pressurization speed from 50bar to 100bar did not increase the pressurant consumption.

발사체용 복합재 추진제탱크 국내외 개발 현황

이승윤(Rhee, Seung Yun),김광수(Kim, Kwangsoo),윤영하(Yoon, Young-Ha),이무근(Yi, Moo-Keun) 한국항공우주연구원 2020 항공우주산업기술동향 Vol.18 No.2

전통적으로 액체수소(LH2)나 액체산소(LOX)와 같은 극저온 연료를 저장하기 위한 우주발사체 추진제 탱크는 금속재를 이용하여 제작되어 왔다. 하지만, 발사체 전체 건조중량 대비 약 60%를 차지하는 추진제 탱크를 우수한 비강도를 갖는 탄소섬유 복합재를 이용하여 제작한다면 발사체의 중량을 획기적으로 줄일 수 있어 효율적이다. 최근 들어 미국, 유럽, 뉴질랜드 등 우주발사체 선진국을 중심으로 복합재로만 제작되는 추진제 탱크를 개발하기 위한 연구가 활발히 진행되고 있다. 본 논문에서는 이러한 복합재 추진제 탱크의 국내외 개발 현황을 살펴보고 향후 개발 방향에 대해 논하고자 한다. Traditionally, the propellant tanks for the space launch vehicles have been manufactured out of metals to carry the cryogenic fuels such as liquid hydrogen (LH2) and liquid oxygen (LOX). However, the weight of the launch vehicle will be reduced considerably if we can manufacture the propellant tanks out of the carbon fiber-reinforced composite materials which have superior high strength-to-weight ratio, because typically about 60% of total dry mass of a launch vehicle consists of the propellant tanks. So recently many researches and projects have been conducted to develop the all-composite propellant tank in US, Europe, and New Zealand. In this paper, we introduce the current status of development of the composite propellant tanks for a launch vehicle.

극저온 추진제탱크 얼리지 해석

권오성,김병훈,길경섭,고영성 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.11

추진제탱크 가압가스 요구량 예측을 위해 개발된 수치해석 모델을 사용하여 운용조건의 변화에 따른 얼리지 내부의 특성 변화를 살펴보았다. 한국형발사체 1단 산화제탱크의 개념설계 결과를 기준 모델로 정하였고, 산화제탱크로 유입되는 가압가스의 온도, 산화제의 체적유량, 산화제탱크 길이 대 직경의 비를 변수로 선정하였다. 가압가스 요구량 및 질량유량, collapse factor, 얼리지 내부 가압가스의 온도분포를 예측하였고, 그 결과 가압가스의 온도가 가압가스 요구량에 가장 큰 영향을 미침을 확인하였다. 또한 얼리지에 대한 에너지 분석을 통하여 추진제탱크의 가압효율을 계산하였고, 유입된 가압가스 에너지 중 추진제탱크 벽면을 통한 열손실이 가장 큼을 확인하였다. The characteristics of the ullage with variation of operating conditions were estimated by using the numerical model already developed for the purpose of required pressurant mass prediction. The model was applied to the concept design results of KSLV-II first stage oxygen tank. The supplied pressurant temperature, oxygen volumetric flow rate, and the ratio of length to diameter of the tank were selected as variables. The required pressurant mass and mass flow rate, collapse factor, ullage temperature distribution were predicted, and the results showed that the pressurant temperature had the largest effect on the amount of the required pressurant mass. The pressurization efficiency of the propellant tank was obtained through analysis of energy distribution in the ullage. It was found that the gas-to-wall heat transfer in the ullage was dominant, and much of the pressurant energy was lost to tank wall heating.