[논문]이중추력형 로켓 모터의 개발

이도형; 윤명원; 황갑성

doi:10.5139/jksas.2004.32.9.130

문제 정의

국내 최초로 그레인의 형상을 조절하여 설계하고 저연 추진제를 적용한 이중추력형 로켓 모터의 개발에 대하여 기술하였다. 체계조건에 따른낮은 연소속도의 추진제 조성 요구에 따라 개발추진제중 가장 낮은 연소속도의 저연 추진제를개발/적용하였고, 또한 기존의 단순추력형 모터의 성능 예측과는 달리 이중추력형 모터에 합당한 예측기법을 개발하여 성능 예측에 적용함으로써 보다 정확한 성능예측을 가능하게 하였다.

가설 설정

그 결과 부스팅 단계의 연소속도 보정계수 값이 서스테이닝 단계에 비하여 약 0.9 정도가 됨을 확인하였으며, 부스팅과 서스테이닝 단계 사이의 점진적 변화구간에서는 보정계수가 선형적으로 변화한다고 가정, 1차 함수를 적용시켜 해당 보정계수를 각 단계에 적용시킴으로서 재 예측을 수행하였다. 그 결과 그림 10에서 보는 바와 같이 예측값은 부스팅, 서스테이닝 단계 모두 시험 결과와 약 1% 오차 안에서 일치하였으며, 이후 모든 로켓 모터의 성능예측에 이 방법을 적용함으로써 보다 정확한 성능 예측이 가능해졌다.

제안 방법

국방과학연구소에서 기존 개발된 단순 추력형 로켓 모터에 finocyl 형상의 그레인을 적용한 예가 있지만, 이를 이중추력형 로켓 모터의 설계에 적용한 경우는 처음으로, 주어진 연소관 직경 내에서 접선방향의 연소불안정을 억제하기 위하여 fin의 개수를 7개로 조절하여 체계조건을 만족하는 부스팅과 서스테이닝 압력/추력 수준을 설계하였다. 체계목적에 따른 전방 돔 부위의 port 로 인하여 기존의 그레인 설계와는 달리 I-DEAS master modeler 모듈을 이용, 그레인 연소 면을 4개의 부분 (cylinder, port, fin, submersion 부위)으로 나누어 라이브러리로 지정한 후, 각각의 라이브러리를 offset 명령어를 이용, 웹에 따른 추진제 형상을 모델링하여 3차원적 분석으로 정확한 연소면적을 구하였다.
이 문제점을 해결하기 위하여 기존의 개발되었던 로켓 모터의 연소시험 데이터를 온도 압력 조건에 따라 분석해본 결과, 압력이 연소시간 동안 크게 변하는 이중추력형 로켓 모터의 경우에 단일 보정계수를이용하여 예측하면 문제가 발생할 수 있음을 확인하였다. 기존의 몇몇 개발 로켓 모터의 연소실압력에 따른 보정계수를 그려본 결과, 그림 9와같이 연소실의 평균 압력의 수준에 따라 보정계수가 큰 차이를 나타내므로, 개발 모터의 경우도부스팅과 서스테이닝 부위로 각각 나누어 분석한후 각각의 보정계수를 구하였다.
본 연구에서는, 두 번째 방법을 택하여 fin과 cylinder 형상을 조합한 finocyt형의 그레인을 적용, fin의 개수 및 치수를 적절히 조절하여 이중 추력이 발생하도록 모터를 설계하였다. 이와 더불어 이중추력 모터 서스테이닝 단계의 특성상장 시간의 연소가 필요하여 상대적으로 낮은 연소속도의 추진제 조성이 요구되므로, 현재까지 국내에서 개발된 저연 추진제 (reduced smoke propellant) 조성중 가장 낮은 연소속도를 구현하여, 체 계 요구조건을 만족하는 이중추력형 로켓 모터를 개발하였다.
추진제의선정과 관련하여 체계 요구조건에 따라 현재까지개발된 저연 추진제 중에서 가장 낮은 연소속도의 추진제를 개발할 필요성이 대두되었다. 이를위해 산화제 AP (ammonium perchlorate) 의 입자를 조절할 뿐 아니라, 경화제 DDI (dimetyl diisocyanate) 및 이와 호환성이 좋은 가소제 DOS (dioctyl sebacate)를 선택하여 적당한 체적추력 (비추력X밀도)을 갖도록 고체 함량을 높이고, 추진제 제조 공정성과 기계적 성질을 고려하여 AP의 혼합비 (coarse:fine)를 7:3으로 하고 약간의 연소속도 촉매를 첨가함으로써, 체계 요구연소속도를 만족시키는 추진제를 개발하였다. 체계 운용 목적 상 연소 생 성물중 고체입자의 함유율을 낮출 필요가 있어, 연소 안정제로 사용되는 ZrC의 함량을 최소 수준인 0.
발생하도록 모터를 설계하였다. 이와 더불어 이중추력 모터 서스테이닝 단계의 특성상장 시간의 연소가 필요하여 상대적으로 낮은 연소속도의 추진제 조성이 요구되므로, 현재까지 국내에서 개발된 저연 추진제 (reduced smoke propellant) 조성중 가장 낮은 연소속도를 구현하여, 체 계 요구조건을 만족하는 이중추력형 로켓 모터를 개발하였다. 또한 이중추력형 모터의 특성상 챔버의 압력수준이 크게 변하므로 추진제의 연소속도가 연소기간 중 일정하지 않게 되어 성능 예측/분석에 많은 오차가 발생하게 되는데, 이 문제를 해결하기 위하여 부스팅과 서스테이닝단계를 분리하여 해석하는 성능 예측기법을 개발하예3] 실기형 로켓 모터에 적용함으로서, 1% 이내 오차의 정확도로 성능을 예측할 수 있었다.
체계 요구조건을 만족하는 이중추력형 그레인을 설계하기 위하여 제작성이 편리하고, 슬리버가 거의 없는 finocyl 형태의 그레인을 적용하였다. 국방과학연구소에서 기존 개발된 단순 추력형 로켓 모터에 finocyl 형상의 그레인을 적용한 예가 있지만, 이를 이중추력형 로켓 모터의 설계에 적용한 경우는 처음으로, 주어진 연소관 직경 내에서 접선방향의 연소불안정을 억제하기 위하여 fin의 개수를 7개로 조절하여 체계조건을 만족하는 부스팅과 서스테이닝 압력/추력 수준을 설계하였다.
국방과학연구소에서 기존 개발된 단순 추력형 로켓 모터에 finocyl 형상의 그레인을 적용한 예가 있지만, 이를 이중추력형 로켓 모터의 설계에 적용한 경우는 처음으로, 주어진 연소관 직경 내에서 접선방향의 연소불안정을 억제하기 위하여 fin의 개수를 7개로 조절하여 체계조건을 만족하는 부스팅과 서스테이닝 압력/추력 수준을 설계하였다. 체계목적에 따른 전방 돔 부위의 port 로 인하여 기존의 그레인 설계와는 달리 I-DEAS master modeler 모듈을 이용, 그레인 연소 면을 4개의 부분 (cylinder, port, fin, submersion 부위)으로 나누어 라이브러리로 지정한 후, 각각의 라이브러리를 offset 명령어를 이용, 웹에 따른 추진제 형상을 모델링하여 3차원적 분석으로 정확한 연소면적을 구하였다. 설계된 그레인 형상과 로켓 모터의 솔리드 모델링은 그림 1과 같으며, 그림 2는 I-DEAS를 이용하여 모델링한 연소시간별 그레인 형상을 보여준다.

대상 데이터

시 험에 사용된 압력센서는 스트레 인 게이지형(Dynisco사의 모델 G831)이며, 로드셀은 BLH사의 모델 U3G2이다. 그림 6은 시험대에 장작된 로켓 모터의 모습을 보여주고 있다[8].

성능/효과

9 정도가 됨을 확인하였으며, 부스팅과 서스테이닝 단계 사이의 점진적 변화구간에서는 보정계수가 선형적으로 변화한다고 가정, 1차 함수를 적용시켜 해당 보정계수를 각 단계에 적용시킴으로서 재 예측을 수행하였다. 그 결과 그림 10에서 보는 바와 같이 예측값은 부스팅, 서스테이닝 단계 모두 시험 결과와 약 1% 오차 안에서 일치하였으며, 이후 모든 로켓 모터의 성능예측에 이 방법을 적용함으로써 보다 정확한 성능 예측이 가능해졌다. 그림 11은 그간 개발 로켓 모터의 지상 연소시험을 통하여 얻은 부스팅과 서스테이닝 단계의 연소속도 보정계수의 값을 나타낸 것으로, 각 단계에서 서로 다른 일정 밴드의 값을 보여주므로이중추력형 로켓 모터에서는 동일 보정계수를 사용한 성능예측이 불가함을 다시 확인할 수 있다.
이와 더불어 이중추력 모터 서스테이닝 단계의 특성상장 시간의 연소가 필요하여 상대적으로 낮은 연소속도의 추진제 조성이 요구되므로, 현재까지 국내에서 개발된 저연 추진제 (reduced smoke propellant) 조성중 가장 낮은 연소속도를 구현하여, 체 계 요구조건을 만족하는 이중추력형 로켓 모터를 개발하였다. 또한 이중추력형 모터의 특성상 챔버의 압력수준이 크게 변하므로 추진제의 연소속도가 연소기간 중 일정하지 않게 되어 성능 예측/분석에 많은 오차가 발생하게 되는데, 이 문제를 해결하기 위하여 부스팅과 서스테이닝단계를 분리하여 해석하는 성능 예측기법을 개발하예3] 실기형 로켓 모터에 적용함으로서, 1% 이내 오차의 정확도로 성능을 예측할 수 있었다.
로켓 모터 그레인의 연소면적 분석과 추진제의 각종 특성값을 이용하여 20℃를 기준으로 성능을 예측한 결과, 그림 8에 보정하지 않은 곡선으로 표현되지만 지상연소시험 데이터와 비교한 결과예측이 시험결과에 비하여 서스테이닝 단계에서 10% 정도 낮고 연소시간도 1초 정도 길게 나타남을 확인할 수 있다.
성능을 예측한 결과이다. 이 문제점을 해결하기 위하여 기존의 개발되었던 로켓 모터의 연소시험 데이터를 온도 압력 조건에 따라 분석해본 결과, 압력이 연소시간 동안 크게 변하는 이중추력형 로켓 모터의 경우에 단일 보정계수를이용하여 예측하면 문제가 발생할 수 있음을 확인하였다. 기존의 몇몇 개발 로켓 모터의 연소실압력에 따른 보정계수를 그려본 결과, 그림 9와같이 연소실의 평균 압력의 수준에 따라 보정계수가 큰 차이를 나타내므로, 개발 모터의 경우도부스팅과 서스테이닝 부위로 각각 나누어 분석한후 각각의 보정계수를 구하였다.
5%로 조절하였고이로 인한 연소불안정의 발생 가능성을 확인할목적으로 T-burner 연소시험을 수행하여, 설계된연소실 형상에서는 안정된 연소가 가능함을 확인하였다 [4]. 이상과 같은 조성으로 개발된 ADP-319 추진제는 우수한 제조 공정성 (혼합후점도 4~5 kP)과 우수한 내탄도 특성 (압력지수 n=0.31, 온도 민감계수 Op=0.18%/℃) 및 그레인구조 해석에서 요구되는 추진제의 기계적 성질과접착력을 만족시켰다[5]. 표 1에서는 설계에 사용된 ADP-319 추진제의 특성값을 보여주고 있다.
개발에 대하여 기술하였다. 체계조건에 따른낮은 연소속도의 추진제 조성 요구에 따라 개발추진제중 가장 낮은 연소속도의 저연 추진제를개발/적용하였고, 또한 기존의 단순추력형 모터의 성능 예측과는 달리 이중추력형 모터에 합당한 예측기법을 개발하여 성능 예측에 적용함으로써 보다 정확한 성능예측을 가능하게 하였다. 개발된 이중추력형 로켓 모터는 비행시 험에 성공적으로 적용되어 유도탄의 성능향상에 크게 기여하고, 개발 결과는 향후 유사한 이중추력형 로켓모터의 개발에 유용하게 사용될 것이다.

후속연구

체계조건에 따른낮은 연소속도의 추진제 조성 요구에 따라 개발추진제중 가장 낮은 연소속도의 저연 추진제를개발/적용하였고, 또한 기존의 단순추력형 모터의 성능 예측과는 달리 이중추력형 모터에 합당한 예측기법을 개발하여 성능 예측에 적용함으로써 보다 정확한 성능예측을 가능하게 하였다. 개발된 이중추력형 로켓 모터는 비행시 험에 성공적으로 적용되어 유도탄의 성능향상에 크게 기여하고, 개발 결과는 향후 유사한 이중추력형 로켓모터의 개발에 유용하게 사용될 것이다.

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