발사체용 Rib-tube방식 열교환기 개념설계
저자
신동순(DongSun Shin) ; 김경석(KyungSeok Kim) ; 한상엽(SangYeop Kim) ; 방정석(JeongSuk Bang) ; 김현웅(HyenWoong Kim)
발행기관
학술지명
권호사항
발행연도
2016
작성언어
Korean
주제어
자료형태
학술저널
수록면
1225-1228(4쪽)
제공처
터빈배기부 구성품중에서 열교환기의 역할은 헬륨가스를 개발규격에 명시된 온도까지 상승시켜산화제와 연료탱크의 얼리지 볼륨에 공급하여 일정하게 추진제를 엔진에 공급하는 역할을 한다. 열교환기는 엔진의 구성요소이며 연소가스의 열원을 이용하여 헬륨을 Rib 채널 및 튜브에 흘려보내어 필요한 출구온도를 생성한다.
발사체 개발 초기 단계에서 열교환기의 구조 및 성능 분석을 위하여 외국 발사체에 사용되는 열교환기의 자료를 수집하여 면밀하게 검토하였으며, 발사체 시스템의 요구조건을 만족시키기 위하여 몇 종류의 열교환기 형상 도출과 개념설계 및 열교환 면적 계산을 수차례에 걸쳐서 수행하였다.
위와 같은 몇 차례의 시도를 통하여 발사체에서 요구하는 열교환기의 길이와 직경 조건을 확정하여 개념 설계를 진행한 결과 산화제탱크 가압용 열교환기는 Rib 채널과 튜브를 혼합한 방식과 연료탱크용 열교환기는 2개의 나선형 튜브 방식으로 설계하였다.
본 논문에서는 추진제탱크 가압용 열교환기의 설계 접근기법과 구성 및 유량 분배 및 흐름에 대하여 간략하게 소개한다.
The heat exchanger, which is a component of the turbine exhaust system, serves to raise the temperature of the helium gas to the temperature specified in the development standard and supply it to the oxidizer and the fuel tank so that the propellant is constantly supplied to the engine. In order to analyze the structure and performance of the heat exchanger at the early design stage, data of the heat exchanger used in foreign launch vehicle were collected and analyzed. In order to meet the requirements of the launch vehicle system, several types of heat exchanger shape, heat exchange area calculation was performed.
In this paper, design approach, structure and fluid analysis of a heat exchanger for pressurizing the propellant tank are introduced.
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