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송재강 (현대로템) 박주현 (현대로템) 문종훈 (현대로템) 이장환 (한국항공우주연구원) 김용욱 (한국항공우주연구원) 김형근 (제이오)
저널정보
한국추진공학회 한국추진공학회 학술대회논문집 한국추진공학회 2019년도 제52회 춘계학술대회 논문집
발행연도
2019.5
수록면
360 - 367 (8page)

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한국형발사체 추진제탱크의 가압방식으로는 극저온 저장가스 가압시스템이 적용되어졌다. 극저온 유체로는 헬륨이 사용되어졌으며, 발사체 내에서 극저온 상태 유지를 위하여 산화제(액화산소) 저장탱크내 극저온 헬륨 저장탱크를 위치하도록 하였다. 산화제 탱크 내 위치한 헬륨 탱크에 상온 헬륨을 공급할 경우, 헬륨과 산화제의 급격한 온도차로 인하여 여러 문제점을 발생시킬 수 있다. 따라서 가압용 헬륨 충전을 위해서는 산화제와의 온도차를 줄이기 위한 지상 공급시스템의 냉각 장치가 필요하다. 또한 헬륨 냉각용 열교환기는 설치 후 비용, 인허가 및 반출입의 제약으로 인해 보완이 어렵다. 따라서 본 연구에서는 대수평균 온도차 기법과 Pilot test를 통한 액화질소를 냉매로 사용한 헬륨 냉각용 열교환기의 설계 방법에 대하여 알아보고자 하였다.
#KSLV-Ⅱ(Korea Space Launch Vehicle-Ⅱ, 한국형발사체) #Liquid Rocket Engine(액체로켓엔진) #PSTC(Propulsion System Test Complex, 추진기관시스템 시험설비) #Cryogenic stored-gas pressurization system(극저온 저장가스 가압시스템) #He(헬륨) #LN2(액화질소) #LOx(액화산소) #Shell and tube heat exchanger (다관형 열교환기) #Cooling(냉각) #LMTD(Logarithmic Mean Temperature Difference, 대수평균온도차)

목차

ABSTRACT
초록
1. 서론
2. 헬륨 냉각 시스템
3. 열교환기 이론식
4. Pilot test를 통한 설계 인자 도출
5. 열교환기 설계
6. 결론
References

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