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문제 정의
- 본 논문에서는 KSR-Ⅲ 과학로켓 1단 액체 엔진의 피치 및 요방향 추력 벡터 제어를 위하여 선정된 김발엔진 구동장치의 형상 및 성능, 환경요구 조건과, 이를 충족시키는 부품 및 시스템의 개발 결과에 대하여 기술하였다. 개발된 김발엔진 구동장치는 시험평가를 통하여 모든 성능 및 환경요구 조건의 충족을 확인하였으며, 향후 관성항법장치와의 통합시험 및 연소시험과 연계된 김발링 시험, HILS 등을 통하여 타 시스템과의 접속 통제 및 통합 적합성을 검증한 후 비행시험에 사용할 계획이다.
- 본 논문에서는 이와 같은 특성 때문에 KSR-Ⅲ 1단 피치 및 요축 자세제어를 위하여 추력 벡터 제어 장치로 채택된 유압식 김발엔진 구동장치의 개발 요구조건을 소개하고, 이를 충족시키는 구동장치의 설계 및 제작, 시험평가 결과를 기술하였다.
제안 방법
- [8]. MIL-G-5514 밀봉재 선정 규격과 수급 용이성을 고려하여 작동기 수압면적을 8cnf로 설계하였으며, 서보밸브는 자체 압력손실이 lOOOpsi 일 때 유량이 1.80gpm(6.811pm)인 밸브가 선정되었다. 서보밸브의 동특성은 밸브 손실압력이 3000psi 일 때 정격대비 25% 입력에 대한 입출력 진폭비가 -3dB 인 주파수와 90° 위 상지 연 주파수가 모두 200 Hz 보다 큰 고응답성 밸브를 적용하였다.
- 김발엔진 구동장치 구성 부품은 개발 또는 입수 후 부품 단위에 대한 성능 수락시험을 수행하여 요구조건 충족을 확인한 후, 구동장치 시스템으로 통합하여 성능 및 환경시험을 수행하였다. 환경시험중 파이로 충격시험은 보유 시험설비의 용량을 고려하여 충격에 민감할 것으로 판단되는 제어기와 EMDP 구동 전력의 단락을 담당하는 동력 릴레이에 대하여서만 수행하였다.
- 김발엔진 구동장치용 작동기의 설계에는 엔진의 관성질량 및 로켓의 가속도에 의한 엔진 가속력, 엔진 노즐의 공력 특성, 엔진 추력에 의한 김발베어링의 마찰모멘트, 추력 비정열 오차에 의한 영향 등을 고려하여 비행동력학 해석으로부터 산출된 2200 N*m 의 토오크 부하를 30° /초로 작동시킬 수 있는 엔진의 운동 부하를 성능 요구 조건으로 사용하였다. 로켓의 자세제어에 필요한 구동장치 서보 시스템의 위치 정밀도는 0.
- 김발엔진 구동장치의 성능시험은 그림 6과 같이 엔진마운트부와 김발베이부에 조립된 상태로수행되 었으며, 서보작동기 의 작동력과 위치 정 밀도 시험시에는 작동기를 로드셀과 절대길이 측정 센서가 부착된 전용시험장비에 장착하여 시험하였다. 본 논문의 성능시험 결과는 시험용 구동장치 피치 작동기에 대하여 서보제어기의 오차 신호에 대한 비례제어이득을 4mA/volt로 선정하여 수행하였으며 , 위치정밀도 시험에서는 구동장치의 동적인 영향 최소화를 위하여 진폭 lOvolts의 0.
- 김발엔진 구동장치의 유압식 서보 작동기에서 소요로 하는 유압동력은 직류전기모터가 가변 용량 토출형 유압펌프를 구동시키는 EMDP (Electric Motor Driven Pump)를 적용하였다. 본 EMDP에 설치된 가변 용량 토출형 피스톤 유압펌프는 정격유량 범위내에서 부하측 동력소요가발생될 시에만 해당 유량을 공급하는 방식으로, 정량 토출형 펌프와 릴리이프 밸브를 조합한 방식 대비 시스템의 열 발생이 매우 적고 소비동력을 절약하는 특성을 갖는다.
- 배터리는 강전과 약전의 분리 원칙에 따라 대전력을 필요로 하는 EMDP용과 제어기용을 분리하여 적용하였다. 제어기 전원용 배터리는 롤 자세 추력기 시스템의 배터리를 공유하도록 하였다.
- 본 논문의 성능시험 결과는 시험용 구동장치 피치 작동기에 대하여 서보제어기의 오차 신호에 대한 비례제어이득을 4mA/volt로 선정하여 수행하였으며 , 위치정밀도 시험에서는 구동장치의 동적인 영향 최소화를 위하여 진폭 lOvolts의 0.01Hz 정현파 신호를 입력으로 사용하였다. 표 6은 구동장치의 성능시험 결과이다.
- 811pm)인 밸브가 선정되었다. 서보밸브의 동특성은 밸브 손실압력이 3000psi 일 때 정격대비 25% 입력에 대한 입출력 진폭비가 -3dB 인 주파수와 90° 위 상지 연 주파수가 모두 200 Hz 보다 큰 고응답성 밸브를 적용하였다. 이와 같은서보밸브와 작동기의 조합은 작동기 정격행정 30% 수준의 입력에 대한 -3dB 절점주파수가 4.
- 위치시켜 수행하였다. 시험 주기 동안에는 지상 지원 장비의 외부 유압을 사용하여 시험을 수행하였으며, 시험 종료후 EMDP를 사용한 기능 및 성능시험을 통하여 생존성을 확인하였다.
- 열주기 시험은 그림 10과 같이 김발엔진 구동장치가 설치되어 있는 엔진마운트를 시험기 내에 도립 위치시켜 수행하였다. 시험 주기 동안에는 지상 지원 장비의 외부 유압을 사용하여 시험을 수행하였으며, 시험 종료후 EMDP를 사용한 기능 및 성능시험을 통하여 생존성을 확인하였다.
- 유압시스템의 설계 압력은 MIL-H-5440 분류에 따라 EMDP의 정격압력이 3000psi이므로 Class 3000으로 하였으며, 설계 온도는 환경요구 조건과 부품 수급의 용이성을 고려하여 Type II -40~+275ºF(40~+135℃)로 하였다. 유압작동유는 시험평가 시 사용할 보유 장비와의 호환성을 고려하여 MIL-PRF-83282로 선정하였다[7].
- 또 피스톤과 실린더 간 밀봉에 소요되는 운동형 밀봉재의 마모에 의한 누유현상 감시 및 방지를 위하여 주기적 점검과 교체작업을 요하는 단점을 갖는다. 이와 같은 단점을 배제시키기 위하여 김발엔진 구동 장치용 폐회로 유압 시스템에는 가압 스프링과 용적 가변형 압력용기 역할을 동시에 구현할 수 있는 비부식성 금속 벨로우즈형 저유기를 개발하여 적용하였다.
- 적용하였다. 제어기 전원용 배터리는 롤 자세 추력기 시스템의 배터리를 공유하도록 하였다. EMDP 구동용 배터리는 지상 연계시험과 반복시험 및 경량화를 위하여 단위 중량당 에너지율이 높은 리튬-이온 2차 전지를 선정하였다.
- 제한된 EMDP의 수명을 보호하기 위하여 시험 중에는 지상지원장비의 유압동력을 사용하였으며, 시험 종료후 EMDP를 사용한 기능 및 성능시험을 통하여 생존성을 확인하였다. 그림 9 는 Y축 진동 및 반정현파 충격시험을 위하여 설치된 김발엔진 구동장치의 모습이다.
- 파이로 충격시험은 구동장치 시스템중 전자 부품으로 구성되어 있는 제어기와 EMDP용 동력 릴레이를 그림 11과 같이 시험장치에 설치한 후파이로 충격을 인가하며 부품 수준의 기능 및 성능 시험을 수행하여 정상 작동을 확인하였다.
- 파이로 충격의 경우는 KSR-Ⅲ에 장착된 파이로 장치의 시험을 통하여 얻은 데이터를 파이로 위치와 구동장치 시스템과의 거리를 고려하여 설정하였다. 표 1의 환경조건에 습도가 고려되지 않은 것은 구동장치가 설치된 김발 엔진부에는 산화제 탱크의 냉기에 의한 수분의 응집을 방지하기 위한 질소가스 퍼지가 수행되기 때문이다.
- 환경시험중 랜덤진동과 정현파진동, 반정현파 충격시험은 그림 9와 같이 강인하게 제작된 시험용 지그로 구동장치를 시험기에 장착시켜 수행하였다. 제한된 EMDP의 수명을 보호하기 위하여 시험 중에는 지상지원장비의 유압동력을 사용하였으며, 시험 종료후 EMDP를 사용한 기능 및 성능시험을 통하여 생존성을 확인하였다.
- 수행하였다. 환경시험중 파이로 충격시험은 보유 시험설비의 용량을 고려하여 충격에 민감할 것으로 판단되는 제어기와 EMDP 구동 전력의 단락을 담당하는 동력 릴레이에 대하여서만 수행하였다. 그림 6은 통합된 김발엔진 구동장치의 외형이다.
대상 데이터
- 제어기 전원용 배터리는 롤 자세 추력기 시스템의 배터리를 공유하도록 하였다. EMDP 구동용 배터리는 지상 연계시험과 반복시험 및 경량화를 위하여 단위 중량당 에너지율이 높은 리튬-이온 2차 전지를 선정하였다. 선정된 배터리의 사양은 표 5와 같다.
- 시스템 경량화를 위하여 국내 개발한 서보작동기 및 저유기, GSE 다기관 등은 우주항공용구조재료로 사용되는 7075 계열 알루미늄 합금으로 제작하였다.
- 피스톤단의 구면베어링 지지부에는 작동기 장착부의 기하공차 누적에 의한 중립길이 변화량을 보정할 수 있도록 분해능 25㎛의 길이 분할 조정 장치를 설치하였다. 위치 검출용 센서로는 작동기 피스톤에 내장된 선형 포텐시오미터를 사용하였으며, 포텐시오미터의 행정은 작동기 행정 ±41.0mm를 수용하는 ±50.8mm로 하였다. 그림 3 은 개발된 서보작동기의 외형을 나타낸다.
- 수급의 용이성을 고려하여 Type II -40~+275ºF(40~+135℃)로 하였다. 유압작동유는 시험평가 시 사용할 보유 장비와의 호환성을 고려하여 MIL-PRF-83282로 선정하였다[7].
- 제어기는 전력 제어 모듈 및 텔레메트리 모듈, 서보제어기 모듈로 구성되어 있다. 전력 제어 모듈은 약전용 배터리로부터 공급받은 전원을 이용하여 EMDP를 제외한 구동장치 시스템에 필요한 전압으로 변환 공급하는 역할을 한다.
이론/모형
- 그러므로 김발엔진 구동장치 시스템이 이러한 비행환경에 노출되어도 정상 작동이 이루어질 수 있는지를 비행시험 전에 비행환경과 동일한 환경하에서 검증하여야 하며 이에 필요한 구동장치 인증 환경요구 조건은 표 1과 같다. 본 요구조건은 발사체의 환경시험 요구조건을 기술한 MIL-STD-1540을 기준으로 작성되었다.
성능/효과
- 시험 결과 김발엔진 구동장치는 모든 개발 요구조건을 충족하였다. 작동속도와 동특성 항목에 있어 시험결과가 요구조건을 상회한 원인은 서보밸브 스풀의 운동에 의하여 생성되는 유로 오리피스 면적이 스풀의 정격행정 대비 2배 이상까지 선형적으로 증가하며 서보 앰프의 밸브 구동 전류 포화가 정격 전류의 140%인 14mA로 제작되어 있어 밸브의 정격 유량보다 더 많은 유량이 작동기로 공급되었기 때문으로 분석되었다.
후속연구
- 결과에 대하여 기술하였다. 개발된 김발엔진 구동장치는 시험평가를 통하여 모든 성능 및 환경요구 조건의 충족을 확인하였으며, 향후 관성항법장치와의 통합시험 및 연소시험과 연계된 김발링 시험, HILS 등을 통하여 타 시스템과의 접속 통제 및 통합 적합성을 검증한 후 비행시험에 사용할 계획이다.
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