액체산소와 등유를 추진제로 사용하는 액체로켓엔진 터보펌프의 기본설계 사양을 도출하기 위한 1차원 시스템 설계 프로그램을 개발하였다. 터보펌프식 액체로켓엔진 시스템으로는 가스발생기 사이클과 단계식 연소 사이클 두 가지 사양을 고려하였다. 시스템 해석을 통하여 엔진 시스템의 유량 밸런스, 추력, 비추력, 혼합비, 터보펌프의 출력, 터빈 팽창비에 대한 분석이 수행되었으며 가스발생기를 제외한 대부분의 설계변수들이 실제 엔진과 잘 일치하는 결과를 얻었다. 본 논문에서는 개발된 1차원 시스템 설계 프로그램을 사용하여 임의의 액체로켓엔진 추력에 대한 터보펌프 기본 사양을 도출할 수 있음을 확인하였다.
액체산소와 등유를 추진제로 사용하는 액체로켓엔진 터보펌프의 기본설계 사양을 도출하기 위한 1차원 시스템 설계 프로그램을 개발하였다. 터보펌프식 액체로켓엔진 시스템으로는 가스발생기 사이클과 단계식 연소 사이클 두 가지 사양을 고려하였다. 시스템 해석을 통하여 엔진 시스템의 유량 밸런스, 추력, 비추력, 혼합비, 터보펌프의 출력, 터빈 팽창비에 대한 분석이 수행되었으며 가스발생기를 제외한 대부분의 설계변수들이 실제 엔진과 잘 일치하는 결과를 얻었다. 본 논문에서는 개발된 1차원 시스템 설계 프로그램을 사용하여 임의의 액체로켓엔진 추력에 대한 터보펌프 기본 사양을 도출할 수 있음을 확인하였다.
A 1-D system design program has been developed for the preliminary design of the turbopump system in liquid rocket engines, which use LOx and kerosene as propellants. Gasgenerator cycle and staged combustion cycle were considered as turbopump type liquid rocket engine systems. In the system analysis...
A 1-D system design program has been developed for the preliminary design of the turbopump system in liquid rocket engines, which use LOx and kerosene as propellants. Gasgenerator cycle and staged combustion cycle were considered as turbopump type liquid rocket engine systems. In the system analysis, mass flow balance, thrust, specific impulse, mixture ratios, turbopump power, and turbine expansion ratio of engine system were analyzed. Results show that most of the parameters agree well with real engine parameters except gasgenerator. Therefore, the l-D system design program developed in this study can be used to derive the preliminary design parameters of a turbopump with any thrust level liquid rocket engine.
A 1-D system design program has been developed for the preliminary design of the turbopump system in liquid rocket engines, which use LOx and kerosene as propellants. Gasgenerator cycle and staged combustion cycle were considered as turbopump type liquid rocket engine systems. In the system analysis, mass flow balance, thrust, specific impulse, mixture ratios, turbopump power, and turbine expansion ratio of engine system were analyzed. Results show that most of the parameters agree well with real engine parameters except gasgenerator. Therefore, the l-D system design program developed in this study can be used to derive the preliminary design parameters of a turbopump with any thrust level liquid rocket engine.
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문제 정의
본 논문에서 소개된 액체로켓엔진 1차원 설계프로그램은 한국항공우주연구원에서 개발 예정 인액체로켓엔진 시스템에 사용될 터보펌프의 사양도출을 위해 개발되었다.
액체로켓엔진 시스템의 구체적인 사양을 구하기 위해서는 요소부품 기반의접근방법이 필요하며, 본 연구에서는 터보펌프의기본설계 사양을 도출하기 위해 요소부품별 매칭 (matching)-ft- 통한 1차원 설계 프로그램을 개발하였다. 본 설계 프로그램은 둥유 (kerosene, RP-1)와 액체산소(LOx)를 추진제로 사용하는 터보펌프식 액체로켓엔진에 대하여 가스발생기 사이클과 단계식 연소 사이클의 설계 및 해석이 가능하도록 개발되었으며 각 사이클의 실제 엔진들에 대하여 검증되었다. 본 프로그램을 이용하여요구 추력(thrust), 비추력(specific impulse), 혼합 H] (mixture ratio), 주연소실 (main combustion chamber) 압력, 노즐 면적비(nozzle area ratio), 터빈 입구온도 및 팽창비 등이 결정된 액체로켓엔진에 대한 추진제들의 유량 밸런싱 및 터보펌프 요구사양을 도출하였다.
본 액체로켓엔진 설계 프로그램은 액체로켓엔진의 터보펌프 설계사양 도출을 위해 개발되었다. 본 프로그램은 액체로켓엔진의 유량 계산을위해 주연소기, 터보펌프, 가스발생기 또는 예연소기의 모듈별로 나누어 순차적으로 계산하며 엔진 사이클에 따른 추진제 흐름에 따라 유량 계산프로세스가 진행되도록 하였다.
시스템 요구 사양을 만족시키면서 최적으로 설정된 유량은 시스템의 비추력을 높이게 되며 발사체 전체의 무게를 줄이는 역할을 하므로 본 설계 프로그램은 요소부품들에 대한 연료와 산화제의 최적 유량을 구하는 유량 밸런싱을 기본설계 목표로 하였다[기. 가스발생기 사이클 액체로켓 엔진은 시동장치(Starter)를 사용하여 터빈을 시동하고 터빈에 의해 구동되는 터보펌프가가압된 연료와 산화제를 공급하는 방식으로 이루어진다[1, 3]. 시동 후 연료와 산화제의 1~5% 정도는 가스발생기로 공급 및 연소되어 고온, 고압의 가스를 발생함으로써 시동장치로 초기 시동된터빈을 지속적으로 구동시키고 배기가스는 배기 노즐로 방출되거나 주연소기 노즐로 재유입 되어 엔진 시스템 전체 추력의 일부를 담당한다.
David 와 John 등[2]이 개발한 로켓 추진 해석용 프로그램인 SCORES는 가스발생기 사이클과 단계식 연소 사이클을 이상적인 사이클에 대한 전체 효율비로구분하여 계산하였다. 액체로켓엔진 시스템의 구체적인 사양을 구하기 위해서는 요소부품 기반의접근방법이 필요하며, 본 연구에서는 터보펌프의기본설계 사양을 도출하기 위해 요소부품별 매칭 (matching)-ft- 통한 1차원 설계 프로그램을 개발하였다. 본 설계 프로그램은 둥유 (kerosene, RP-1)와 액체산소(LOx)를 추진제로 사용하는 터보펌프식 액체로켓엔진에 대하여 가스발생기 사이클과 단계식 연소 사이클의 설계 및 해석이 가능하도록 개발되었으며 각 사이클의 실제 엔진들에 대하여 검증되었다.
제안 방법
Table 3에 나타내었다. 가스발생기와 예 연소기의 추진제 혼합비가 계산 결과 가장 큰 차이를 보였으나 이들의 유량 차이는 전체 유량에 대하여 가스발생기 사이클의 경우 0.2%, 단계식 연소 사이클의 경우 0.8% 미만이므로 유량 밸런싱 관점에서 무시할 수 있는 오차로 여겨 가스발생기와 예연소기의 혼합비가 5 % 정도의 오차범위 내에만 들어오도록 해석을 수행하였다. 과연료 또는 과산화제 혼합비에서의 가스발생기나예연소기 연소반웅 계산은 상당한 오차를 가지고 있으나 추진제 유량 계산에 있어 영향을 미치는 것은 정압비열 및 추진제 혼합비뿐이다.
정도의 추력을 요구한다. 기본설계에서는 이와 유사한 추력을 제공하는 기존의 엔진들에 대한 사양을 벤치마킹하여 주연소실 압력, 혼합비, 노즐면적비, 가스발생기 압력, 터빈 팽창비의 경향을 파악하고 개발 엔진의 요구조건 설정에 참조하였다. 본 시스템 설계 과정에서 기본설계에 사용된 요구조건들은 Table 4와 같다.
과연료 또는 과산화제 혼합비에서의 가스발생기나예연소기 연소반웅 계산은 상당한 오차를 가지고 있으나 추진제 유량 계산에 있어 영향을 미치는 것은 정압비열 및 추진제 혼합비뿐이다. 따라서 가스발생기 사이클의 경우 Table 1을 만족하는 연소효율(75~77%)을 사용하였으며 단계식 연소 사이클의 경우 산화제 비율이 월등히 높으므로완전 연소를 가정 하여 이상적 연소효율(100%)을 연소반응 계산에 적용하였다.
본 연구에서는 요구사양으로 주어진 터빈 입구 온도와 Table 1에서의 혼합비를 만족하도록 연소효율을 조정하여 연소반응을 계산하였으며 가스발생기 유량을 결정하였다. 이로써 유량 및 압력 밸런싱, 출력 매칭과 같은 일련의 계산과정을 통해 시스템 요소부품들의 유량이 모두 결정되었다.
본 프로그램은 액체로켓엔진의 유량 계산을위해 주연소기, 터보펌프, 가스발생기 또는 예연소기의 모듈별로 나누어 순차적으로 계산하며 엔진 사이클에 따른 추진제 흐름에 따라 유량 계산프로세스가 진행되도록 하였다.
본 설계 프로그램은 둥유 (kerosene, RP-1)와 액체산소(LOx)를 추진제로 사용하는 터보펌프식 액체로켓엔진에 대하여 가스발생기 사이클과 단계식 연소 사이클의 설계 및 해석이 가능하도록 개발되었으며 각 사이클의 실제 엔진들에 대하여 검증되었다. 본 프로그램을 이용하여요구 추력(thrust), 비추력(specific impulse), 혼합 H] (mixture ratio), 주연소실 (main combustion chamber) 압력, 노즐 면적비(nozzle area ratio), 터빈 입구온도 및 팽창비 등이 결정된 액체로켓엔진에 대한 추진제들의 유량 밸런싱 및 터보펌프 요구사양을 도출하였다.
본 프로그램을 적용할 개발 엔진의 주연소실압력, 추진제 혼합비, 노즐 면적비, 가스발생기압력, 펌프 효율, 터빈 효율, 터빈 입구 온도, 추진제 밀도, 주연소기 노즐 효율, 잔여추진제 유량비, 저장탱크 압력, 재생냉각 및 밸브류 등에 의한 전압손실 등은 참고문헌 및 벤치마킹 엔진으로부터 구하였다.
액체로켓엔진의 기본설계를 위해 필요한 시스템의 요구조건으로 추력, 비추력, 주연소실 혼합비, 주연소실 압력, 노즐 면적비, 비추력을 선정하였다. 이들은 기존의 실제 액체로켓엔진에 대하여 문헌을 통해 쉽게 찾을 수 있는 값들이며 시스템의 기본설계에 필요한 최소한의 정보로써, 보다 많은 정보를 입력 값으로 사용할수록 정밀한 설계 및 해석이 가능해진다.
액체로켓엔진의 시스템 설계 프로그램을 개념설계에 적용하기에 앞서 가스발생기 사이클과 단계식 연소 사이클의 엔진에 대하여 검증하였다.
일치한다. 이로부터, 터빈의 입구압력과 온도조건을 만족시키도록 가스발생기의 목면적(throat area)과 혼합비를 결정하였다. Fig.
대상 데이터
본 액체로켓엔진 시스템은 가스발생기 사이클의 상단용 엔진(upper stage engine)으로써 추진제는 액체산소(LOx)와 등유(RP-1)를 사용하며 10 ton 정도의 추력을 요구한다. 기본설계에서는 이와 유사한 추력을 제공하는 기존의 엔진들에 대한 사양을 벤치마킹하여 주연소실 압력, 혼합비, 노즐면적비, 가스발생기 압력, 터빈 팽창비의 경향을 파악하고 개발 엔진의 요구조건 설정에 참조하였다.
프로그램 검증에 사용된 모델은 가스발생기사이클의 경우 미국의 NASA에서 X-34 시험기용으로 개발하였던 MC-l(Fastrac) 엔진[10, 11]이며, 단계식 연소 사이클의 경우 1980년대 Zenit 발사체 2단용으로 개발되어 현재까지 다양한 변형 모델들이 사용되고 있는 러시아의 RD-120 엔진을선정하였다[1, 6]. Fig.
이론/모형
이로써 유량 및 압력 밸런싱, 출력 매칭과 같은 일련의 계산과정을 통해 시스템 요소부품들의 유량이 모두 결정되었다. 연소반응의 계산에는 러시아에서 개발된 ASTRA.M 프로그램을 사용하였다. 상기 프로그램은 연소실 계수(chamber coefficient), 노즐 방출 계수(nozzle discharge coefficient), 노즐 계수 (nozzle coefficient)를 조정하여 실제 엔진의 성능과 유사한 결과를 얻을 수 있게 되어있으며 시험 값과 200회 이상 비교 검증한 결과 1% 이내의 정확성을 가지고 있는 것으로 알려져 있다[8].
성능/효과
본 프로그램을 개념 설계에 적용할 경우에는요구 성능의 일부 변경에 대비하여, 개발 단계에서의 터보펌프 성능 마진에 여유가 있도록 손실값들을 검증용 엔진 및 동급 벤치마킹 엔진의 값과 동일하거나 일부 높게 설정하였다.
본 프로그램을 실제 가스발생기 사이클 엔진과 단계식 연소 사이클 엔진을 대상으로 검증한 결과, 대부분의 변수들이 최대 5% 이내의 오차범위 내에서 상당히 정확한 계산 값을 도출하고 있음을 확인하였으며 한국항공우주연구원에서 개발하는 액체로켓엔진의 터보펌프 기본설계를 위한 요구사양 예측에 활용하였다.
유량을 결정하였다. 이로써 유량 및 압력 밸런싱, 출력 매칭과 같은 일련의 계산과정을 통해 시스템 요소부품들의 유량이 모두 결정되었다. 연소반응의 계산에는 러시아에서 개발된 ASTRA.
터빈 구동에 사용된 가스 유량은 전체 추진제유량 대비 6.3 %로 계산되었으며 이는 일반적인가스발생기 사이클에서 사용되는 5 % 미만의 값보다 높지만 본 연구에서는 안정적인 시스템 작동을 위하여 터빈 팽창비나 터빈 입구 온도를 보수적으로 설정하였으므로 보다 높은 값을 얻었다. 계산된 주요 변수 값들은 Table 5와 같으며총추력에 대한 0.
후속연구
계산과정에서 문헌 조사를 통해 초기 입력 값으로 설정되었던 펌프, 터빈의 효율과 제어밸브, 파이프라인 재생냉각 과정의 압력손실을 충분히합리적인 값으로 예측할 수 있는 서브루틴을 보완하면 본 프로그램은 액체로켓엔진의 상세 설계에도 다양한 용도로 활용될 수 있을 것으로 예상된다.
이 값들은 각 요소부품의 개발에 따라 시험 값들을 확보하면 보완하여 계산할 수 있으며 이러한 입력 값들이 정확할수록 검증용 엔진의 경우와 같은 오차범위 내에서 계산 가능할 것으로 사료된다.
참고문헌 (11)
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David W. Way, "SCORES: Developing an Object-Oriented Rocket Propulsion Analysis Tool", AIAA 98-3227, 1998.
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P. Hill, et. al., Mechanics and Thermodynamics of Propulsion, Addison-wesley publishing company, 1992.
N. Tolyarenko, Space Propulsion Overview and Challenges, ISU/AAAF Short Courses, Versailles, France, 2002.
Boris I. Katorgin, et. al., "Oxidizer-Rich Staged Combustion Rocket Engines Use and Development in Russia", AIAA Space Programs and Technologies Conference, 1995, pp. 1-9.
J. A. Davis and R. L. CampbeII, "Advantages of a full-flow staged combustion cycle engine system", AIAA, 1997.
K. P. Denisov, et. al., Niichimmash Report, No. 26.339, Russian Aviation and Space Agency Research Institute of Chemical Machine Building, 2000.
T. Kanda, et. al. "Effect of Regenerative Cooling on Rocket Engine Specific Impulse", Journal of Propulsion and Power, Vol.10, No.2, 1994. pp. 286-288.
R. O. Ballard, T. Olive, "Development Status of the NASA MC-1 (Fastrac) Engine", 35th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, AIAA 2000-3898, 2000.
L. W. Griffin, D. J. Dorney, "Simulations of the Unsteady Flow Through the Fastrac Supersonic Turbine", Journal of Turbomachinery, Vol. 122, 2000, pp. 225- 233.
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