한국형 발사체(KSLV-II) 추진제 공급시스템은 각 단에 위치한 추진제 탱크에 산화제와 케로신을 공급해주는 시스템이다. 발사체의 추진제 탱크를 안정적으로 충전하기 위해, 충전시나리오와 충전유량을 결정하였다. 다음으로 1D 유동 해석프로그램을 이용하여 추진제 공급시스템을 모델링 하였다. 1D steady state 해석을 통하여 각 시스템에서의 충전모드에 따른 밸브용량과 orifice 사이즈를 계산하였다. Steady state 결과를 이용하여 1D transient 해석을 수행하였다. 해석 결과 추진제가 각 추진제 탱크로 충전됨에 따라 탱크의 수두가 상승하여 충전유량이 감소하는 것으로 나타났다. 최종적으로 해석을 통해 제안된 충전시스템 모델이 요구되는 충전설계조건을 만족하는 것을 확인하였다.
한국형 발사체(KSLV-II) 추진제 공급시스템은 각 단에 위치한 추진제 탱크에 산화제와 케로신을 공급해주는 시스템이다. 발사체의 추진제 탱크를 안정적으로 충전하기 위해, 충전시나리오와 충전유량을 결정하였다. 다음으로 1D 유동 해석프로그램을 이용하여 추진제 공급시스템을 모델링 하였다. 1D steady state 해석을 통하여 각 시스템에서의 충전모드에 따른 밸브용량과 orifice 사이즈를 계산하였다. Steady state 결과를 이용하여 1D transient 해석을 수행하였다. 해석 결과 추진제가 각 추진제 탱크로 충전됨에 따라 탱크의 수두가 상승하여 충전유량이 감소하는 것으로 나타났다. 최종적으로 해석을 통해 제안된 충전시스템 모델이 요구되는 충전설계조건을 만족하는 것을 확인하였다.
Korean Space Launch Vehicle (KSLV-II) Propellant Supply System charges liquid oxygen and kerosene to each propellant tank for the stages. To charge the launch vehicle propellant tank safety, the propellant charge flow rates and scenarios should be defined. First, the Propellant Supply System was mod...
Korean Space Launch Vehicle (KSLV-II) Propellant Supply System charges liquid oxygen and kerosene to each propellant tank for the stages. To charge the launch vehicle propellant tank safety, the propellant charge flow rates and scenarios should be defined. First, the Propellant Supply System was modeled with 1D flow analysis program. The control valve capacity and orifice size were calculated by performing the 1D steady state simulation. Second, the 1D transient simulation was performed by using the steady state simulation results. As propellants were being charged at the each tank, the increased tank liquid level decreases the charge flow rate. Consequently, the proposed supply system satisfies the required design charging conditions.
Korean Space Launch Vehicle (KSLV-II) Propellant Supply System charges liquid oxygen and kerosene to each propellant tank for the stages. To charge the launch vehicle propellant tank safety, the propellant charge flow rates and scenarios should be defined. First, the Propellant Supply System was modeled with 1D flow analysis program. The control valve capacity and orifice size were calculated by performing the 1D steady state simulation. Second, the 1D transient simulation was performed by using the steady state simulation results. As propellants were being charged at the each tank, the increased tank liquid level decreases the charge flow rate. Consequently, the proposed supply system satisfies the required design charging conditions.
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문제 정의
본 연구에서는 한국형 발사체(KSLV-II) 추진제 공급시스템의 안정적인 충전운용모드를 구현하기 위해 각 단으로 흐르는 산화제 및 케로신의 유량을 선정하였다. 다음으로 각 충전시스템의 1D 유동해석 모델을 제작 하였다.
제안 방법
Transient 해석은 시간에 따른 특성 변화를 각 단위 해석 시간에 따라 확인하는 방식을 의미한다. 따라서 극저온 유량조절밸브의 용량과 orifice의 크기를 steady state 해석을 통해 결정하였다. 이후 steady state 해석결과를 바탕으로 transient 해석을 수행한다.
따라서 극저온 유량조절밸브의 용량과 orifice의 크기를 steady state 해석을 통해 결정하였다. 이후 steady state 해석결과를 바탕으로 transient 해석을 수행한다. 이를 통해 전체 충전 기간 동안 각 충전 라인을 통해 공급되는 충전 유량과 탱크 충전 량을 계산하여, 제안된 충전시스템의 설계운용조건 만족여부를 확인하였다.
이후 steady state 해석결과를 바탕으로 transient 해석을 수행한다. 이를 통해 전체 충전 기간 동안 각 충전 라인을 통해 공급되는 충전 유량과 탱크 충전 량을 계산하여, 제안된 충전시스템의 설계운용조건 만족여부를 확인하였다.
먼저 산화제 완충시간조건(약 90분)을 만족시키는 각 충전모드에서의 충전유량을 선정하였다. 발사체 탱크로의 산화제 충전은 대부분 소유량 충전과 대유량 충전모드를 통해 이루어진다.
마지막으로 발사체로 공급되고 남는 산화제를 다시 산화제 저장탱크로 회수시켜주는 회수라인이 존재한다(PV 33). 계산된 충전유량조건을 만족하는 밸브용량을 결정하기 위해 1D 유동 해석을 수행하였다.
1D 유동 해석모델과 이에 따른 경계조건들을 이용하여 각 충전라인에서의 유량조절밸브용량을 선정하였다. 밸브의 용량은 다음과 같은 식을 이용하여 계산하였다[8].
Steady state 해석을 통해 각 충전모드에 따른 유량조절밸브용량을 Table 4에 나타내었다. 계산된 유량조절밸브의 용량 값과 충전 모드, 충전시간을 적용하여 산화제 탱크 충전 과정을 transient 해석을 통해 분석하였다. Fig.
또한 일정유량을 공급해주는 vane 펌프를 사용하여 케로신을 발사체로 공급하며, 남은 케로신은 다시 케로신 저장탱크로 회수된다(RO 71, 72, 73). 계산된 충전유량 조건을 만족하는 orifice 사이즈를 결정하기 위해 1D steady state 유동해석을 수행하였다.
Steady state 해석을 통해 계산된 orifice 내부 hole 직경을 이용하여 transient 해석을 수행하였다. Transient 해석을 통해 얻어진 각 충전모드별 충전유량과 케로신 탱크 수위[%] 변화특성을 1단, 2단, 3단 순서로 각각 Fig.
본 연구에서는 한국형 발사체(KSLV-II) 추진제 공급시스템의 안정적인 충전운용모드를 구현하기 위해 각 단으로 흐르는 산화제 및 케로신의 유량을 선정하였다. 다음으로 각 충전시스템의 1D 유동해석 모델을 제작 하였다. 이를 이용하여 1D steady state 해석을 수행하였으며, 각 충전모드에 따른 극저온 유량조절 밸브의 용량 및 orifice 내부 hole 사이즈를 선정하였다.
다음으로 각 충전시스템의 1D 유동해석 모델을 제작 하였다. 이를 이용하여 1D steady state 해석을 수행하였으며, 각 충전모드에 따른 극저온 유량조절 밸브의 용량 및 orifice 내부 hole 사이즈를 선정하였다.
선정된 밸브용량과 orifice 사이즈를 이용하여 시스템 1D transient 해석을 수행하였다. 이를 통해, 전체 충전시간에 따른 각 단에서의 충전탱크 높이와 충전유량의 변화특성을 확인하였다.
선정된 밸브용량과 orifice 사이즈를 이용하여 시스템 1D transient 해석을 수행하였다. 이를 통해, 전체 충전시간에 따른 각 단에서의 충전탱크 높이와 충전유량의 변화특성을 확인하였다. 두 시스템 모두 충전이 진행됨에 따라 각 단의 추진제 탱크 수두가 변경되고, 이에 따른 충전유량이 변경되는 것을 확인하였다.
대상 데이터
이는 100 kg 급 위성을 지구 저궤도(고도 300~1500 km)에 진입시키기 위해 설계되었다. 나로호는 총 2단 엔진으로 구성되었으며, 1단은 170톤의 액체엔진, 2단은 7톤의 고체엔진을 사용한다[1]. 이후 성공적인 나로호 발사경험을 바탕으로 하여 한국형 발사체 개발 사업이 활발하게 진행되고 있다.
본 연구에서는 3단형 한국형 발사체의 안정적인 충전모드 구현을 위한 산화제와 케로신 공급시스템에서의 충전 시나리오를 선정하고, 그에 따른 충전유량을 선정하였다. 선정된 충전유량을 만족하는 충전시스템을 구성하기위해 상용 1D 유동 해석 프로그램인 Flowmaster를 이용하였다.
이론/모형
본 연구에서는 3단형 한국형 발사체의 안정적인 충전모드 구현을 위한 산화제와 케로신 공급시스템에서의 충전 시나리오를 선정하고, 그에 따른 충전유량을 선정하였다. 선정된 충전유량을 만족하는 충전시스템을 구성하기위해 상용 1D 유동 해석 프로그램인 Flowmaster를 이용하였다. Flowmaster 프로그램은 steady state 해석과 transient 해석, 크게 두 가지 모드에 대한 해석을 지원하고 있다.
성능/효과
Transient 해석 결과 1단 산화제 탱크의 충전완료 시간은 약 98분으로 산화제 완충시간 조건(90분) 대비 9% 정도 초과된 값을 가지는 것을 확인할 수 있었다. 이는 설계오차 10% 이내 허용범위 내의 값이다.
또한 2단과 3단 산화제 탱크는 각각 97분, 95분에 충전이 완료된다. 따라서 각 산화제 탱크의 완충시간 차이가 5분 이내의 값을 가지는 것을 확인할 수 있었다. 또한 충전이 진행됨에 따라 1단 대유량 충전모드의 경우 초기 1450 LPM에서 1383 LPM까지 감소하는 것 을 확인할 수 있었다.
따라서 각 산화제 탱크의 완충시간 차이가 5분 이내의 값을 가지는 것을 확인할 수 있었다. 또한 충전이 진행됨에 따라 1단 대유량 충전모드의 경우 초기 1450 LPM에서 1383 LPM까지 감소하는 것 을 확인할 수 있었다. 2단 대유량 충전모드의 경우 초기 422 LPM에서 410 LPM까지 충전 유량이 감소하였다.
2단 대유량 충전모드의 경우 초기 422 LPM에서 410 LPM까지 충전 유량이 감소하였다. 3단 대유량 충전모드의 경우에는 충전유량의 변화량이 95.8 LPM에서 95.4LPM으로 미약하게 감소하는 것을 확인할 수 있었다. 이는 충전이 진행됨에 따라 충전탱크의 수두 값이 상승하기 때문이며, 가장 높은 수두를 가진 1단 탱크로의 충전유량이 가장 크게 감소하는 것을 확인하였다.
케로신 충전모드가 소유량 충전모드에서 대유량 충전모드로 전환된 후, 충전이 진행됨에 따라 1단 대유량 충전모드의 유량이 점차적으로 감소하는 것을 확인할 수 있었다(1067 → 1057LPM).
3단 대유량 충전모드의 유량 또한 점차적으로 증가하는 것을 확인하였다(84 → 87LPM).
반대로 2단 대유량 충전모드의 유량은 점차적으로 증가하는 것을 확인할 수 있었다(310→ 313 LPM).
9, 10과 같은 결과가 나타나게 된다. 3단으로 구성된 케로신 탱크는 1단 탱크가 66분, 2단이 64분, 3단이 63분에 충전이 완료되는 것을 확인할 수 있었다. 따라서 선정된 케로신 충전시스템이 케로신 완충 시간조건(70분)을 만족하는 것을 알 수 있다.
3단으로 구성된 케로신 탱크는 1단 탱크가 66분, 2단이 64분, 3단이 63분에 충전이 완료되는 것을 확인할 수 있었다. 따라서 선정된 케로신 충전시스템이 케로신 완충 시간조건(70분)을 만족하는 것을 알 수 있다. 또한 각 케로신 탱크의 완충시간 차이가 5분 이내로 서로 비슷하게 충전이 완료되는 것을 확인할 수 있었다.
따라서 선정된 케로신 충전시스템이 케로신 완충 시간조건(70분)을 만족하는 것을 알 수 있다. 또한 각 케로신 탱크의 완충시간 차이가 5분 이내로 서로 비슷하게 충전이 완료되는 것을 확인할 수 있었다.
이를 통해, 전체 충전시간에 따른 각 단에서의 충전탱크 높이와 충전유량의 변화특성을 확인하였다. 두 시스템 모두 충전이 진행됨에 따라 각 단의 추진제 탱크 수두가 변경되고, 이에 따른 충전유량이 변경되는 것을 확인하였다. 최종적으로 1D 유동해석을 통해 제안된 추진제 공급시스템의 충전완료시간이 한국형 발사체 충전 완료 요구시간(산화제 : 90분, 케로신 : 70분) 대비 10%의 오차허용범위를 만족하는 것을 확인하였다.
최종적으로 1D 유동해석을 통해 제안된 추진제 공급시스템의 충전완료시간이 한국형 발사체 충전 완료 요구시간(산화제 : 90분, 케로신 : 70분) 대비 10%의 오차허용범위를 만족하는 것을 확인하였다. 두 가지 충전시스템 모두 각 단의 탱크 충전 완료 시간 차이가 5분 이내의 값을 가지는 것이 확인되어 안정적인 추진제의 공급이 이루어지는 것을 확인할 수 있었다.
두 시스템 모두 충전이 진행됨에 따라 각 단의 추진제 탱크 수두가 변경되고, 이에 따른 충전유량이 변경되는 것을 확인하였다. 최종적으로 1D 유동해석을 통해 제안된 추진제 공급시스템의 충전완료시간이 한국형 발사체 충전 완료 요구시간(산화제 : 90분, 케로신 : 70분) 대비 10%의 오차허용범위를 만족하는 것을 확인하였다. 두 가지 충전시스템 모두 각 단의 탱크 충전 완료 시간 차이가 5분 이내의 값을 가지는 것이 확인되어 안정적인 추진제의 공급이 이루어지는 것을 확인할 수 있었다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
나로호의 구성은?
이는 100 kg 급 위성을 지구 저궤도(고도 300~1500 km)에 진입시키기 위해 설계되었다. 나로호는 총 2단 엔진으로 구성되었으며, 1단은 170톤의 액체엔진, 2단은 7톤의 고체엔진을 사용한다[1]. 이후 성공적인 나로호 발사경험을 바탕으로 하여 한국형 발사체개발 사업이 활발하게 진행되고 있다.
나로호(KSLV-I)는 어떤 목적으로 설계 되었나?
개발사업의 일환으로 2013년 1월 나로호(KSLV-I)가 성공적으로 발사되었다. 이는 100 kg 급 위성을 지구 저궤도(고도 300~1500 km)에 진입시키기 위해 설계되었다. 나로호는 총 2단 엔진으로 구성되었으며, 1단은 170톤의 액체엔진, 2단은 7톤의 고체엔진을 사용한다[1].
산화제 공급시스템은 무엇인가?
1은 산화제 공급시스템의 개략도이다. 산화제 공급시스템은 발사체에 필요한 산화제를 저장 및 공급하는 설비이며 또한 발사 취소 시발사체로부터 안전하게 산화제를 안전하게 배출하는 역할을 수행한다. 산화제 공급 시스템은 중앙공용시설에 위치하는 저장탱크를 비롯하여 극저온 밸브 및 이송펌프 등으로 구성된다.
참고문헌 (8)
Park, S.Y., Kim, J.H., Park, P.G. and Yu, D.I., "Analysis on the Filling Mode of Liquid Oxygen to the Launch Vehicle Using Flowmaster," The Korean Society of Propulsion Engineers Fall Conference, Kyungjoo, Korea, pp. 335-338, Nov. 2009.
Korea Aerospace Research Institute, "A Master Plan of KSLV-II Development Program," 2010.
Sutton, G.P. and Blblarz, O., Rocket Propulsion Elements, 7th Ed., John Wiley & Sons Inc., N.Y., U.S.A., 2001.
Kim, J.S., Jung, H., Kam, H.D., Seo, H.S. and Su, H., "A Development of the Thrusters for Space-Vehicle Maneuver/ACS and Their Application to Launch Vehicles, " Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 14, No. 6, pp. 103-120, 2010.
Kang, S.I., Oh, H.Y. and Kim, D.R., "Basic Design of Propellant Groung Support Equipment and Flame Deflector for KSLV-II Launch Complex," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 19, No. 1, pp. 77-86, 2015.
Korea Aerospace Research Institute, "A Basic Design Results of Launch Complex for KSLV-II," 2014.
Kwon, O.S., Kim, B.H., Kil, G.S. and Ko, Y.S., "Estimation of Heat Transfer Coefficient at the Upper Layer of Cryogenic Propellant," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 16, No. 3, pp. 82-89, 2012.
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