[논문]액체로켓 엔진용 고압 연소기의 연소시험

서성현; 한영민; 문일윤; 이광진; 김종규; 임병직; 안규복; 최환석

액체로켓 엔진용 고압 연소기의 연소시험
Combustion Experiments of a High Pressure Liquid Propellant Thrust Chamber 원문보기

한국추진공학회지 = Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, v.10 no.4 = no.37, 2006년, pp.40 - 46

서성현 (한국항공우주연구원 연소기팀) , 한영민 (한국항공우주연구원 연소기팀) , 문일윤 (한국항공우주연구원 연소기팀) , 이광진 (한국항공우주연구원 연소기팀) , 김종규 (한국항공우주연구원 연소기팀) , 임병직 (한국항공우주연구원 연소기팀) , 안규복 (한국항공우주연구원 연소기팀) , 최환석 (한국항공우주연구원 연소기팀)

초록
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저궤도 위성 발사체에 적용 가능한 추력 30 tonf급의 연소기가 설계/제작되어 전반적인 연소 시험이 이루어졌다 터보 펌프식 개방형 사이클에 적용 가능한 재생냉각형으로 제작된 본 연소기는 초기 연소성능 및 기능 검증을 위해 내열재 방식의 연소실을 이용하여 연소 시험을 수행하였다. 설계 조건을 중심으로 넓은 작동 구간에서 본 연소기는 안정된 연소 특성을 보였다. 연소기의 물리적 손상 또한 발생하지 않았으며, 만족할 만한 기능적 특성을 나타내었다. 연소기의 성능은 연소 효율이 95%, 그리고 지상 비추력이 254초로 초기 설계 대비 초과 내지는 동등 수준의 결과를 보였다.

Abstract ▼ AI-Helper

A 30-tonf-class fullscale thrust chamber for the application to a Low-Earth-Orbit Space Launch Vehicle has been combustion tested over the wide ranges of a mixture ratio and a chamber pressure. The thrust chamber designed for a pump-fed open cycle engine was tested with an ablative chamber instead of a regenerative one for the initial evaluation of its performance and function. The test results revealed stable combustion characteristics. The hardware survived the harsh environment and showed very sound functional characteristics. The measured combustion efficiency turned out to be 95% and a specific impulse at sea level was estimated as 254sec, which are comparable to or above the predetermined design values.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

본 연구에서는 이와 같은 일련의 개발 과정을 통해 국내 최초로 추력 30 tonf에 해당하는 연소기의 실추진제를 이용한 연소시험의 수행과정 및 그 결과에 대해 논의하였다.
첫 번째 연소시험은 시 제작된 연소기의 기능성 검증이 우선이 되며, 설계작동 조건보다 유량 및 압력조건이 낮은 초기시험을 거쳐 실제 설계 연소 조건에서 발생할 수 있는 문제점들을 미리 파악하는 데 있다. 저압/저유량 시험 조건에서 형성된 연소기 매니폴드 및 연소실 내 압력의 시간에 따른 형성 결과는 Fig.

제안 방법

고압의 연소조건을 형성하기 위해 연소 기로 공급되는 추진제의 혼합비(mixture ratio)가 고온의 조건으로 형성되지 못하도록 연료측 밸브를 먼저 개방하여 순간 혼합비가 설계조건보다 낮은 값에서 형성되며 연소환경이 변화하도록 의도하였다. 이와 같은 결과는 혼합비와 연소압으로 구성되는 Fig.
5 bara이며, 이중와류 동 축형 분사기를 사용한 고압 연소기이다[3].안전한 시험 운용을 위하여 첫 번째 실추진 제 공급 연소 시험은 설계 운영 조건에 대비하여 유량이 60%에 해당하는 저 연소압 조건에서 수행되었다. 일회의 저압 시험 후 설계조건에서의 연소시험이 계속적으로 수행되었다.
연소기 헤드(injector head)는 언급한 것과 같이 재생냉각형 연소기에 사용할 목적으로 제작되었으나, 초기 연소기 헤드 자체의 연소 성능 및 기능 검증 그리고 재생냉각 챔버의 작동 위험 요소 제거를 통해 순차적으로 시험 난이 도롤 높여 나가고 자 본시험에서는 silica / phenolic A 로 제작된 내열재를 장착한 연소실을 적용하였다.
저궤도 위성 발사체의 액체로켓에 사용 가능한 수준의 실험용 연소기의 실제 추진제를 이용한 연소 시험을 수행하였다. 국내 최초로 연소압 52.
일회의 저압 시험 후 설계조건에서의 연소시험이 계속적으로 수행되었다. 점화원으로는 접촉 발화 물질인 TEAL을 사용하였으며 [4], 연소압의 급격한 상승으로 인 한 연소기의 열적, 기계적 충격을 완화시키기 위해 각 추진제 공급라인을 이중으로 구성하여 점화 후 약 0.5초간의 저압 연소 단계를 걸쳐 설계 압력이 연소실내에서 형성되도록 하였다[5]. 이에 반해 연소기로의 추진제 공급중단은 일시에 이루어지도록 하였다.

대상 데이터

본 시험에서 사용한 연소기의 대표 규격 및 설계 운영 조건은 Table 1에서와 같이 연 소실압력이 52.5 bara이며, 이중와류 동 축형 분사기를 사용한 고압 연소기이다[3].안전한 시험 운용을 위하여 첫 번째 실추진 제 공급 연소 시험은 설계 운영 조건에 대비하여 유량이 60%에 해당하는 저 연소압 조건에서 수행되었다.
시험 연소기에는 연소 안정성을 증대하고자스테인레스 강판으로 제작한 임시 배플을 적용하였다. 또한 급격한 연소조건 변화에 따른 예상하지 못하는 연소실 내의 동적 불안정을 억제하기 위해서라도 배플은 본 시험에 있어서 필수요소가 되었다.

성능/효과

본 시험을 통해 안정적인 성능 및 기능을 입증한 연소기는 단일 연소 시험에서 저압 조건을 거쳐 설계조건 연소 압력/유량 조건에 이르는 연소시험을 성공적으로 마쳤으며, 본문에서 밝힌 초기시험 결과를 통해 나타난 연소기의 연소 효율 및 동적 안정성은 만족할만한 수준으로 향후 예정된 연소 안정성 평가 및 내구 시험을 통해 그 성능 및 기능을 좀 더 개선해 나갈 계획이다. 내열재 챔버를 이용한 연소기의 연소 성능은 이상적인 연소 결과 대비 95%의 높은 효율을 보이며 추력측정 결과 역시 예상치와 매우 근사한 값인지상 비추력 254초를 보였다. 연소 안정성 또한 압력과 혼합비로 표현되는 설계작동 영역에서 연소실 압력 대비 압력 섭동 세기가 2% 내외로 매우 안정적인 연소를 보이고 있는 것으로 파악되었다.
Figure 8은 시험 조건에 따른 비추력 (Specific Impulse)값의 변화를 보여주고 있으며, Table 1 예상치와의 차이가 근소함을 알 수 있다. 데이터 부족으로 재연성이 검증되 지 않았지만 본 그래프에서 볼 수 있듯이 혼합비에 의한 비추력 변화는 거의 없으며, 연소실 압력 변화에 의한 비추력 변화가 상대적으로 큼을 알 수 있다.
연소기 각 부위에는 정압 및 동압을 측정할 수 있도록 스트레인 게이지 및 압전 방식의 압력 트랜스듀서가 장착되었으며 연소기 및 관련 설비의 진동을 측정하기 위해 가속도계가 장착되었다. 모든 계측 신호는 실시간으로 측정 및 저장되었으며 정압 및 온도신호는 1 kHz, 동압 및 가속도 신호는 25.6 kHz의 샘플링 주기로 측정되었다. 좀 더 구체적인 설비에 관한 내용은 이 전 문헌에서 찾아볼 수 있다 [5].
6 그래프에서 그 결과를 확인할 수 있다. 본 그림에서 설계 조건에 이르기 위해 연소압은 증가하면서 혼합비는 감소하며, 다시 동일연소압에서 혼합비가 증가하였으며, 설계조건에서 연소기 작동 중단이 되기까지 혼합비는 일정하면서 연소압이 감소하는 경로를 밟았다. 이와 같이 급격한 추진 제 공급 변화에 노출된 연소기에서 안정적으로 연소가 이루어졌으며 이는 본 연소기가 설계 운영 영역뿐만 아니라 더 넓은 운전영역 구간에서 안정적인 작동이 가능할 수 있다는 긍정적인 암시가 된다.
내열재 챔버를 이용한 연소기의 연소 성능은 이상적인 연소 결과 대비 95%의 높은 효율을 보이며 추력측정 결과 역시 예상치와 매우 근사한 값인지상 비추력 254초를 보였다. 연소 안정성 또한 압력과 혼합비로 표현되는 설계작동 영역에서 연소실 압력 대비 압력 섭동 세기가 2% 내외로 매우 안정적인 연소를 보이고 있는 것으로 파악되었다.
연소 효율을 나타내는 특성 속도 (c*, Characteristic Velocity)는 설계 조건에서 1671 m/sec의 평균값을 가지는 것으로 측정되었으며 이는 이상적인 값 대비 94.9%의 효율을 보이며 Table 1의 예상값보다 상회하는 결과를 보이고있다. Figure 8은 시험 조건에 따른 비추력 (Specific Impulse)값의 변화를 보여주고 있으며, Table 1 예상치와의 차이가 근소함을 알 수 있다.
본 그림에서 설계 조건에 이르기 위해 연소압은 증가하면서 혼합비는 감소하며, 다시 동일연소압에서 혼합비가 증가하였으며, 설계조건에서 연소기 작동 중단이 되기까지 혼합비는 일정하면서 연소압이 감소하는 경로를 밟았다. 이와 같이 급격한 추진 제 공급 변화에 노출된 연소기에서 안정적으로 연소가 이루어졌으며 이는 본 연소기가 설계 운영 영역뿐만 아니라 더 넓은 운전영역 구간에서 안정적인 작동이 가능할 수 있다는 긍정적인 암시가 된다.

후속연구

일련의 개발 과정을 거쳐시제작된 연소기는 우선 실제 의도된 설계 작동조건보다 낮은 압력/유량 조건에서 연소 시험이 수행되었다. 본 시험을 통해 안정적인 성능 및 기능을 입증한 연소기는 단일 연소 시험에서 저압 조건을 거쳐 설계조건 연소 압력/유량 조건에 이르는 연소시험을 성공적으로 마쳤으며, 본문에서 밝힌 초기시험 결과를 통해 나타난 연소기의 연소 효율 및 동적 안정성은 만족할만한 수준으로 향후 예정된 연소 안정성 평가 및 내구 시험을 통해 그 성능 및 기능을 좀 더 개선해 나갈 계획이다. 내열재 챔버를 이용한 연소기의 연소 성능은 이상적인 연소 결과 대비 95%의 높은 효율을 보이며 추력측정 결과 역시 예상치와 매우 근사한 값인지상 비추력 254초를 보였다.
종전의 KSR-III 과학로켓이 가압식 추진제 공급 방식을 통한 10 tonf 급의 삭마냉각 방식 소형연소기였다면 본 연구에서 시험한 연소기는 추력 30 tonf 급에 해당하는 것으로 재생냉각형 연소실 적용으로 터보 펌프식 개방형 사이클에 적용될 수 있는 본격적인 실용형 연소기라 할 수 있다. 본 연구에서는 이와 같은 일련의 개발 과정을 통해 국내 최초로 추력 30 tonf에 해당하는 연소기의 실추진제를 이용한 연소시험의 수행과정 및 그 결과에 대해 논의하였다.

참고문헌 (7)

Sutton, G. P. and Biblarz, O., "Rocket Propulsion Elements," Seventh ed. Wiley- Interscience, 2001
Huzel, D. K. and Huang, D. H., "Modern Engineering for Design of Liquid-Propellant Rocket Engines," Progress in Astronautics and Aeronautics, vol. 147, 1992
한영민, 김승한, 서성현, 조원국, 최환석, 설우석, 이수용, "지상연소시험용 실물형 고압 연소기의 설계," 한국추진공학회 춘계 학술대회 논문집, 2005
일윤, 김승한, 김종규, 임병직, 이광진, 김인태, "실물형 연소기의 점화시험," 한국추진공학회 춘계 학술대회 논문집, 2005
이광진, 서성현, 임병직, 문일윤, 한영민, 최환석, "30톤급 연소기의 연소 시험을 위한 설비 개량," 2005년 춘계 한국추진공학회 학술대회 논문집, 2005
서성현, 이광진, 한영민, 김승한, 김종규, 설우석, "이중와류 분사기를 적용한 고압 모델 연소기의 연소 특성 연구," 한국추진공학회지, 제8권, 제1호, pp. 54-60, 2004

원문보기 상세보기
Reardon, F. H., "Guideline for Combustion Stability Specifications and Verification Procedures", CPIA Publication 247, 1973

저자의 다른 논문 :

표제어: PCR

동의어: Packet Collision Rate

용어 설명 출처 목록 (6)

용어 설명: PCR은 세균 특이성이 있는 primer를 이용하여 적은 수의 세균이 있을지라도 쉽게 검출할 수 있는 유용한 방법이며, 이를 이용하여 구강 내 치면세균막이나 타액에서 직접 세균을 검출할 수 있게 되었다[8].

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