[논문]우주발사체용 터보펌프 액체추진기관 시스템 분석

서견수; 조미옥; 최영인; 홍순도; 오범석

우주발사체용 터보펌프 액체추진기관 시스템 분석 원문보기

항공우주기술 = Aerospace engineering and technology, v.2 no.2, 2003년, pp.151 - 156

서견수 (기술경영그룹) , 조미옥 (기술경영그룹) , 최영인 (기술경영그룹) , 홍순도 (기술경영그룹) , 오범석 (기술경영그룹)

초록
AI-Helper

액체 로켓엔진시스템은 연료공급방식에 따라 가압식과 터보펌프식으로 나눌 수 있으며, KSR-III 과학로켓에서는 가압식 액체 로켓엔진을 사용하였으나, 현 시점에서 우주발사체 1단으로 가압식 액체로켓엔진을 사용하기에는 극복해야할 기술적 과제가 많으며, 가압식 액체로켓 기술의 한계로 인해 터보펌프식 액체 로켓엔진 개발이 요구되고 있다. 본 연구에서는 터보펌프식 액체로켓 엔진시스템의 기본적 특성을 검토하기 위하여 국내 액체로켓 엔진의 차세대 추진제 조합으로 주목받고 있는 케로신(Kerosene)-액체산소(LOX)와 메탄(Methane)-액체산소 추진제에 대한 분석을 수행하였다. 또한 터보펌프식 액체로켓 엔진시스템의 기본적 특성을 검토하기 위해 직접 궤도 및 전이 궤도를 거쳐 위성을 투입하는 발사체 사이징 안을 각각 고려하여 분석하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

Liquid rocket engine system is classified into an engine of pressurization and turbo pump type by the way of fuel fed-supporting system. In the KSR-III sounding rocket, an engine of pressurization type was used, but there was lots of technical problems to be solved for a use as the first stage engine of space launch vehicle. So, an engine of turbo pump type was required to be developed to overcome the technical limitation of liquid rocket engine. In this research, the analysis of propellant of Kerosine-LOX and methane-LOX which are noticed as a future propellant was carried out for the purpose of studying the basic characteristics. And to review the basic characteristics of an engine of turbo pump type, among the sizing variant of the space launch vehicle, the ways of injecting a satellite to a direct orbit and transient orbit were discussed in this paper.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

분석을 하였다. 또한 본 분석의 목적은 액체로켓 엔진의 기본설계를 위한 터보펌프의 성능 값을 예측하는 데 있다.

제안 방법

그 뒤, 위성의 투입 궤도별로 요구되는 1단 및 2단 또는 상단용으로 사용기-능한 액체로켓 엔진 시스템의 기본적 특성에 대해 분석 결과를 제시하였다.
궤도별 임무에 따라 2 단 혹은 상단용 엔진에 요구되는 특성이 크게 달라진다. 따라서 여기서는 터보 펌프식 액체 로켓엔진 시스템의 기본적 특성을 검토하기 위해 위성을 직접 궤도에 투입하는 경우와 전이궤도를 거쳐 투입하는 경우로 나누어 분석하였다.
또한 액체로켓 엔진의 기본설계를 위해 필요한 시스템의 입력값으로 추력, 노즐면 적비, 주 연소실의 압력 등을 선정하였다.
본 시스템 분석에서는 케로신-액체산소와 메탄-액체산소 추진제를 사용하여 10 ton 정도의 추력을 갖는 2단 또는 상단용 엔진을 추진제별로 나누어 위성 투입 방법에 따라 분석하였다. 케로신-액체산소를 추진제로 사용하여 위성을 직접 궤도에 투입하는 경우, 주연소실 압력 6.
본 연구에서는 우주발사체 용 터보 펌프 액체로켓 엔진 시스템 분석을 수행하였으며, 분석은 크게 2가지로 나누어 수행하였다. 우선, 차세대 추진제 조합으로 주목받고 있는 케로신-액체산소와 메탄-액체산소 추진제에 대한 분석을 수행하였다.
여기서는 분석을 위해 우주발사체의 구성을 직렬식(Tandem) 2단으로 발사체를 구성하였으며, 1단 엔진은 단계식 연소(Staged Combustion) 의 밀폐 사이클(Closed Cycle)이며, 2단은 가스발생기 연소의 개방 사이클(Open Cycle)로 선정하여 분석을 하였다. 또한 본 분석의 목적은 액체로켓 엔진의 기본설계를 위한 터보펌프의 성능 값을 예측하는 데 있다.
2가지로 나누어 수행하였다. 우선, 차세대 추진제 조합으로 주목받고 있는 케로신-액체산소와 메탄-액체산소 추진제에 대한 분석을 수행하였다.
위에서 언급한 요구 조건을 기초로 하여 초기모델 설정을 위한 기본설계를 수행하였으며, 시스템의 총유량, 추진제(연료 및 산화저 】)의 질량 유동, 터빈출력, 터빈의 가스 유량 및 배기가스 온도 등은 다음과 같은 식으로 구할 수 있다 [2].
향후 국내 액체로켓 엔진의 추진제로 채택이 유력시되는 추진 제 조합을 선정하여 시스템 분석을 수행하였으며, 분석을 위하여 친환경적인 추진제조합인 케로신-액체산소와 메탄-액체산소를 2단 또는 상단용으로 사용 가능한 액체로켓 엔진의 추진제로 선정하여 분석하였다. 또한 가스 발생기와 주연소기의 연소반응을 계산하기 위하 여 러시아에서 개발한 ASTRA-M code를 사용하였으며, 상기 코드는 시험 값과 200회 이상 비교 검토한 결과 1% 이내의 정확성을 가지고 있음을 알 수 있었다 [11-

대상 데이터

본 연구에서는 액체로켓 엔진의 추진 제로써 케로신-액체산소와 메탄-액체산소를 분석대상으로 선정하였다. 또한 현재의 국내 우주발사체 개발의 역량과 기술을 고려할 때, 1단용 엔진보다 2단 혹은 상단 용 액체로켓엔진을 개발하는 것이 좀 더 합리적이고, 기술적인 개발 가능성이 있다고 판단된다.
우리나라에서 개발된 액체로켓엔진은 KSR-Ⅲ 가 유일하며, KSR-Ⅲ 과학로켓에서는 가압식 액체로켓 엔진을 사용하였다.
터보 펌프식 액체로켓엔진 시스템의 핵심부품은 가스 발생기, 주연소기, 터보 펌프이며, 이 외에 제어밸브, 공급계배관, 열교횐-기, 포고 억제 장치 등으로 구성된다.
투입 목표 궤도는 국가우주개발 중장기 기본계획을 고려하여 KSLV-I의 목표궤도 인 타원형 저궤도(30CM50아;m)로 선정하여 분석하였다.

성능/효과

또한 가압식 액체로켓 엔진을 발사체 1단으로 사용한 사례는 거의 없으며, 현재의 가압식 액체 로켓기술로는 구조비 극복 등 발사체 1단으로 사용하는 것이 거의 불가능하다고 판단된다. 따라서 우주발사체용 로켓 엔진의 개발은 터보 펌프식 액체 로켓엔진을 개발하는 것이 가장 현실적인 기술적 대안이며, 유일한 방안으로 판단된다.

후속연구

또한 현재의 국내 우주발사체 개발의 역량과 기술을 고려할 때, 1단용 엔진보다 2단 혹은 상단 용 액체로켓엔진을 개발하는 것이 좀 더 합리적이고, 기술적인 개발 가능성이 있다고 판단된다. 따라서 향후 액체 로켓엔진 시스템에 대한국내 개발의 방향은 앞에서 언급하였듯이 1단 용 액체로켓 엔진보다 2단 혹은 상단용 엔진의 개발에 좀 더 초점이 맞추어질 것으로 판단된다.
선정하였다. 또한 현재의 국내 우주발사체 개발의 역량과 기술을 고려할 때, 1단용 엔진보다 2단 혹은 상단 용 액체로켓엔진을 개발하는 것이 좀 더 합리적이고, 기술적인 개발 가능성이 있다고 판단된다. 따라서 향후 액체 로켓엔진 시스템에 대한국내 개발의 방향은 앞에서 언급하였듯이 1단 용 액체로켓 엔진보다 2단 혹은 상단용 엔진의 개발에 좀 더 초점이 맞추어질 것으로 판단된다.

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