• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2004.04a
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• pp.71-71
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• 2004

KSLV-I 추진기관 기체공급계는 상부의 산화제 탱크로부터 나온 산화제 주배관이 하부의 연료탱크를 관통하여 엔진공급계로 이어지도록 구성되어 있다. 연료탱크에는 산화제 배관의 관통을 위한 tunnel이 구성되어 있으며 배관과 tunnel은 일정한 간격을 유지하게 된다. 배관과 연료탱크 사이의 열전달을 줄이기 위하여 산화제 배관에 단열재를 적용할 수 있으나, 이 경우 배관의 운송, 조립시에 handling이 힘들게 되고, 특히 발사체에 조립된 후에 발생하는 단열재의 파손 및 성능감소에 대한 유지보수가 불가능하다. (중략)

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.11a
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• pp.62-65
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• 2011

액체로켓엔진용 극저온 산화제 고압 배관 기술 개발을 위해 시제품을 제작하였다. 기술 개발 시제품은 체결용 플랜지, 직관, 곡관, 벨로우즈, 분기구로 구성하였다. 액체로켓엔진용 극저온 산화제 고압 배관은 터보펌프에서 토출된 고압의 극저온 산화제를 연소기로 공급하는 경로이므로 극저온, 고압의 작동환경에서 구조적 안정성을 가져야 한다. 따라서 본 제작공정 개발에서는 극저온을 고려한 구조해석을 수행하여 적합한 소재를 선정하였으며, 공정개발과 특수공정을 적용하여 시제품을 제작한 후 구조강도 시험을 수행하였다. 본 개발을 통해 액체로켓엔진에 적용되는 극저온 산화재 고압배관을 위한 기술적 기반과 소재 응용기술, 향후 고성능 대형 액체로켓엔진에 적용하기 위한 공정개발을 완료하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.11a
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• pp.273-277
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• 2009

An oxidizer tunnel-type pipe, which shall transport oxidizer from an oxidizer tank to a turbo-pump of an engine, studied is installed through a fuel tank located under an oxidizer tank. A tunnel-type pipe can save weight compared to a detour-type pipe, however may vary the temperature of fuel stored in a fuel tank because of a broad heat transfer area. Hence in this study the characteristics of main oxidizer pipe and thermal propagation from oxidizer to a fuel tank are monitored by a cryogenic performance test with a tunnel-type pipe. In addition, the possibility of adaptation of an oxidizer tunnel-type pipe to launcher system is also analyzed.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.4 no.1
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• pp.179-185
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• 2005

It is an essential subject to decrease the mass of a launch vehicle for improving performance and efficiency of space launch system. Particularly, reducing the engine supporting area is necessary for high efficiency of propulsion system with clustered engine systems. The engine supporting area is related to the branch location of the oxidizer feeding line. This article deals the performance variation of the propulsion system such as the mass of the oxidizer feeding line, pressurization pressure of the oxidizer tank, and the onset of nucleation boiling in the oxidizer pipe with the branch location of the main feeding line.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.149.1-149.1
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• 2012

고성능 다단연소싸이클 엔진은 산화제과잉 예연소기를 사용한다. 예연소기 후류에 위치한 배관 및 연소기 헤드 등은 고온/고압 산화제 과잉 환경에 놓이게 되며, 운용 조건에서는 국부적으로 온도를 상승시키는 외부 발화제에 의하여 녹는점보다 낮은 온도에서 재질이 발화될 수 있다. 따라서, 이러한 환경에 적합한 재질 및 코팅은 내산화성, 내인화성 및 자발화성도 중요하나, 외부 발화제에 의한 내발화성이 가장 중요한 특성이 된다. 여기서는 이러한 환경에 적합하며 지상 시험용 노즐 및 배관에 적용될 수 있는 재질 및 코팅에 대하여 조사한다. 러시아는 이미 이러한 환경에 적합한 재질 및 코팅들을 개발하여 RD-170, 180에 적용 중이다. 그러나 미국은 최근에 이러한 연구를 시작한 것으로 추정된다. 따라서 자료 접근이 가능한 범위에서 러시아의 재질 및 코팅을 조사하며, 미국 자료에서는 산소 시스템 안전 등과 같이 간접적인 자료들을 통하여 대체가 가능한 후보 재질 및 코팅을 조사한다. 다단연소싸이클 연소시험 배관에 적용할 수 있는 방법은 다음과 같다. 코팅 없이 Monel K500을 사용하거나, OFHC 혹은 Ni 라이너에 고강도 외피를 사용하는 방법이 있으나, 두 방법 모두 재질의 가격 및 수급, 라이너 적용 방법 등이 어려울 수 있다. 국내에서 산화제과잉 가스 환경에서 적용할 수 있는 법랑을 개발하거나 수급이 용이한 법랑을 찾아 오스테나이트 스테인리스강에 적용하는 방법이 있다. 이 방법은 외부 발화제에 대한 내발화성을 증가시키는 경제적이고 용이한 방법으로 판단된다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.12 no.1
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• pp.81-86
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• 2013

This article deals with the manufacturing and performance evaluation on the specimen pipes which have large size diameter and thin thickness. This specimen is for LOX main pipe of KSLV-II propulsion feeding system. The material of specimen is alloy 21-6-9. Alloy 21-6-9 has higher strength and better weldability rather than STS-300 class pipes. We found that the specimen using alloy 21-6-9 satisfied the requirement by pressurization tests.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.4 no.1
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• pp.196-202
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• 2005

In cryogenic feeding system of turbo pump fed liquid-propulsion rocket, rise of cryogenic propellant temperature can bring into geysering in pipe or cavitation in turbo pump. In this paper, performance analysis of recirculation line which is one of the method to inhibit these phenomenon is carried out based on the configuration of KSLV-I 1st stage LOX feeding system, and parametric study to find design parameter. Diameter and re-entrance height, initial LOX temperature, ullage pressure, and natural convection heat transfer coefficient are varied to see the effects on performance. Additional He is injected into recirculation line to promote LOX recirculation. 1-dimensional analysis using network-solver, SINDA/FLUINT is carried out.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.1093-1098
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• 2017

High frequency signals are analyzed which are measured at the inlet / outlet pipeline and pump casing during cavitation tests of the LOx pump for the liquid rocket engine. RMS values of data are shown according to the cavitation number. RMS values of the synchronous frequency, its harmonic frequencies and frequencies of cavitation instabilities are also calculated. The pressure pulsations of the inlet and outlet pipeline are affected by cavitation instabilities. 3x component is predominant in the outlet pulsation sensor since 3x component generated at the inducer is amplified at the impeller. The cavitation instability is also found at the accelerometer signal of the casing.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2007.04a
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• pp.34-37
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• 2007

Propellant filling and holding test was carried out using liquid oxygen as a working fluid. The feeding line system has a filter at propellant tank outlet. Vaporization of liquid oxygen during holding after completion of filling and effect of vaporization to recirculation performance in this system was observed. Filling rate and pressure of tank ullage had the effect on state of liquid oxygen in feeding line. There was no geysering in feeding line during holding because of the position of filter.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.9 no.1
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• pp.53-60
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• 2005

The use of pipe-bends brings about non-uniform flows at the exit of them due to the velocity difference between inner and outer flows inside the bend. These phenomena may cause turbopump of satellite launch vehicle to run off-design and reduce its efficiency, and also introduce unstable influx of propellants to engine manifold after passing through a turbopump. In order to improve the uniformity of flow at the bend exit, certain turning vanes are set up in the bend pipe normally. Correspondingly the design is an $90^{\circ}\;and\;45^{\circ}$ bend pipes that incorporate with the maximum three turning vanes. All designs were analyzed with numerical analysis by solving the Navier-Stokes equations in three dimensions in case of each respective fuel and oxidizer. Evaluations of the vaned pipe bends designs were accomplished by the velocity magnitude distributions and the predicted pressure drops. We could find that the more vaned bend pipe and larger angle pipe under consideration effectively, the more uniform velocity magnitude of the bend and pressure losses.