[논문]액체로켓추진시스템의 가압제 탱크에서 가압제 토출시 온도강하율에 대한 연구 (I)

정용갑; 권오성; 조남경; 한상엽; 조인현

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액체로켓추진시스템에서 추진제 가압시스템은 추진제가 저장되어 있는 탱크의 얼리지 공간에 가압제인 가스를 제어된 압력으로 공급하는 것이다. 이러한 추진제 가압시스템의 가장 중요한 설계변수는 가압제를 저장하고 있는 탱크에서 토출되는 가압제의 온도이며, 기체상태인 가압제의 밀도는 토출되는 가압제의 온도에 따라 민감하게 변한다. 일반적으로 고추력을 요구하는 극저온 추진제가 적용되는 추진기관에서는 가압제를 고밀도 고압으로 저장하여 가압제 탱크의 무게를 줄이기 위하여 가압제 저장탱크를 극저온 추진제 탱크 내부에 설치하는 극저온 저장 가압시스템을 사용한다. 본 연구에서는 가압제가 가압제 저장탱크에서 토출 될 때 강하되는 온도 변화를 실험 및 해석을 통하여 고찰하였다. 본 연구에 적용된 유체는 외부유체로 공기와 액체산소 그리고 가압제로 $GN_2$와 GHe를 각각 사용하였다.

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Propellant pressurization system in liquid rocket propulsion system plays a role supplying pressurant gas at a controlled pressure into the ullage space of propellant tanks. The most important design parameter for such propellant pressurization system is the temperature of pressurant gas fed from pr...

Propellant pressurization system in liquid rocket propulsion system plays a role supplying pressurant gas at a controlled pressure into the ullage space of propellant tanks. The most important design parameter for such propellant pressurization system is the temperature of pressurant gas fed from pressurant tank. Such pressurant is gaseous state, of which density is very sensitive to the temperature of pressurant. Generally for the propulsion system, which requires high thrust and is consisted of cryogenic propellant the pressurant is stored at high density and high pressure to reduce the weight of pressurant tanks, which are placed inside of cryogenic propellant tank. That is called cryogenic storage pressurization system. This study investigates the temperature variation of pressurant at the time when the pressurant is coming out of pressurant tank experimentally as well as numerically. Fluids used in this study are air and liquid oxygen as outer fluid and gaseous nitrogen and gaseous helium as pressurant respectively.

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문제 정의

본 해석의 목적은 가압제가 탱크에서 외부로토출시 탱크 내에서의 가압제 온도강하율을 예측하는 것이다. 가압제 탱크 외부와 내부에서의 열전달이 없다고 가정하고 해석 할 경우에는 계산된 가압제 온도는 실제 실험결과와 상당한 편차를 보였다.
본 연구에서는 액체로켓추진시스템에 적용되는 추진제 가압시스템의 가압제 거동을 부분적으로 고찰하였다. 특히 추진제 가압시스템의 가장 중요한 설계변수인 가압제가 가압제 탱크로부터 토출될 때의 온도강하율을 중심으로 실험적인 결과와해석적인 결과가 비교 검토되었다.
가압제 탱크 외부와 내부에서의 열전달이 없다고 가정하고 해석 할 경우에는 계산된 가압제 온도는 실제 실험결과와 상당한 편차를 보였다. 본 연구에서는 이와 같이 열전달을 무시한 경우에 대한 경우의 해석은 생략하기로 한다.

제안 방법

이와 같은 대형 추력이고 극저온 추진제를 사용하는 액체추진기관 가압시스템에서 가압제토출시 온도강하율에 대한 국내에서의 연구는 미비한 상태이다. 본 연구에서는 향후 극저온 가압제를 적용하기 위한 선행 연구 단계로 실험 시에는 가압제인 GHe 대신 GN₂를 그리고 외부 유체로는 LOx 대신 대기압 상태의 공기를 적용하여 실험결과와 해석결과를 비교 고찰 하였다. 또한 향후 실험이 수행될 예정인 LOx와 GHe에 대한 가압제 토출시 온도 변화에 대한 해석도 수행하였다 [2].
본 연구에서는 향후 극저온 가압제를 적용하기 위한 선행 연구 단계로 실험 시에는 가압제인 GHe 대신 GN₂를 그리고 외부 유체로는 LOx 대신 대기압 상태의 공기를 적용하여 실험결과와 해석결과를 비교 고찰 하였다. 또한 향후 실험이 수행될 예정인 LOx와 GHe에 대한 가압제 토출시 온도 변화에 대한 해석도 수행하였다 [2].
3에서와 같이 열류에 수직한 면적과 그 방향의 온도기울기의 곱에 비례한다. 또한 집중용량 법 (lumped capacitance method)을 적용하기 위하여 탱크 벽을 20등분하여 Biot 수가 0.1 미만이 되도록 하였다[8].
해석시 초기 조건은 실험 결과에서 획득된 데이터를 조건에 따라 적용하여 계산되었으며 토출 유량의 경우에는 지속시간동안의 평균 유량을 적용하였다. 또한 액체추진기관 가압시스템설계 시에 다른 변수보다도 가압제의 온도가 중요하다는 것에 대해서는 이미 언급된바 있다.
그러나 향후 적용 예정인 LOx인 경우에서는 외부 유체에 대한 열전달이 높아질 것으로 사료된다. 주요 해석 결과는 실험 결과 부분에서 서로 비교하여 고찰하고자 한다.
향후 수행예정인 극저온 가압시스템에 대한 연구를 위하여 본 연구에 적용된 해석 모델에 외부 유체로 LOx와 가압제로 GHe의 물성치를 적용하여 압력변화율 대비 온도변화율을 예즉하였으며 그 결과는 Fig. 9에 점선으로 나타내었다. Eq.
본 연구의 결과로 상온 가압제가 가압제 탱크에서 토출되는 경우에 대한 해석결과와 실험결과는 잘 일치함을 볼 수가 있었다. 또한, 본 연구의 해석 방법으로 극저온 저장 가압시스템에서의 가압제 토출 시 온도변화에 대한 해석이 수행되어 상온 가압제의 경우와 비교하였다. 극저온 저장 가압시스템에 대한 실험은 추후 실험설비가 준비된 한국항공우주연구원 내의 액체추진기관 가압시스템 실험설비에서 수행될 계획이다.
1차 감압된가압제는 유량계와 압력, 온도 센서 등이 설치된 공급라인을 통과한 후 다시 오리피스와 솔레노이드밸브 등으로 모듈화된 2차 감압제어기구에 의해 설정된 압력으로 감압제어 되게 된다. 본연구에서 측정된 센서는 압력과 공급라인 내부온도, 공급라인 표면온도, 유량 등이 측정되었다. 해석 및 실험 조건은 Table 3과 같으며 얼리지 시뮬레이션 장치의 가압제 토출부에는 시험에 따라 가압제 배출량 변화를 주기위하여 오리피스가 적용되었다.

대상 데이터

본 시험에 사용된 가압제 탱크는 원통형과 구형이 혼합된 형상의 탱크를 사용하였다. 원통형 내 .
본 연구의 실험 장치는 극저온 액체 충진 및 저장 시스템과 가압제 저장시스템, 가압제 공급시스템, 제어/계측시스템 등으로 구성되어 있다. [3], Fig.
가압 제로는 GN₂가 적용되어 초기 충진 압력은 약 220 barG 이었고 이때의 온도는 상온이었다. 가압 제 탱크는 Stainless steel 304로 제작되었으며 주요 규격은 Table 2와 같다.

데이터처리

특히 추진제 가압시스템의 가장 중요한 설계변수인 가압제가 가압제 탱크로부터 토출될 때의 온도강하율을 중심으로 실험적인 결과와해석적인 결과가 비교 검토되었다. 본 연구의 결과로 상온 가압제가 가압제 탱크에서 토출되는 경우에 대한 해석결과와 실험결과는 잘 일치함을 볼 수가 있었다.
각 조건에 대한 해석은 실험으로부터 획득된 가압제의 초기온도와 압력, 평균유량과 외부 유체의 온도와 압력 데이터를 초기 값으로 해석모델에 적용하여 계산되었으며 그 결과는 실험결과와 비교되었다.

이론/모형

7 이상이고 Rod가 1011이하인 경우에 적용이 가능하다. 본 연구의 해석을 위한 계산 프로그램으로는⑸ EES(engineering equation solver) V7.731의 상용프로그램을 사용하였으며, 본 프로그램은 압력과온도가 계속 변화는 계산을 수행할 경우 유체에 대한 물성치 입력시 각종 물성치를 함수화하여 적용할 수 있는 장점이 있다.

성능/효과

것이다. 가압제 탱크 외부와 내부에서의 열전달이 없다고 가정하고 해석 할 경우에는 계산된 가압제 온도는 실제 실험결과와 상당한 편차를 보였다. 본 연구에서는 이와 같이 열전달을 무시한 경우에 대한 경우의 해석은 생략하기로 한다.
점선은 외부 유체로의 열전달이 없다고 가정하여 계산된 것으로 실제 실험결과와 상당한 차이가 있음을 알 수 있다. 압력과 온도에 대한 예측값은 실험결과와 매우 잘 일치하였으며 초기 시점 대비 종료 시점에 대한 해석의 예측 오차는 압력과 온도에 대하여 각각 -2.11% 및 -4.69%로 실험결과보다 더 낮게 예측되었다. TestOl 조건에서의 초당 압력강하율과 온도 강하율은 각각 0.
가압제가 GN₂인 경우 실험결과에 대한 선도와 해석 결과를 나타내었으며 압력 강하율이 커질수록 즉, 가압제 토출 유량이 증가할수록 해석 결과의 편차가 커지는 것을 볼 수 있다. 이러한 이유는 해석시 경험식인 Nusselt 수의 오차가 가압제 토출량이 증가할수록 커지기 때문인 것으로 사료된다.
특히 추진제 가압시스템의 가장 중요한 설계변수인 가압제가 가압제 탱크로부터 토출될 때의 온도강하율을 중심으로 실험적인 결과와해석적인 결과가 비교 검토되었다. 본 연구의 결과로 상온 가압제가 가압제 탱크에서 토출되는 경우에 대한 해석결과와 실험결과는 잘 일치함을 볼 수가 있었다. 또한, 본 연구의 해석 방법으로 극저온 저장 가압시스템에서의 가압제 토출 시 온도변화에 대한 해석이 수행되어 상온 가압제의 경우와 비교하였다.

후속연구

4에서 외부 유체와 탱크벽사이의 열전달계수(hz)가 가압제와 탱크벽사이의 대류 열전달계수에 비하여 아주 작은 것은 외부 유체가 공기이므로 외부 유체와의 열전달이 미미하기 때문이다. 그러나 향후 적용 예정인 LOx인 경우에서는 외부 유체에 대한 열전달이 높아질 것으로 사료된다. 주요 해석 결과는 실험 결과 부분에서 서로 비교하여 고찰하고자 한다.
또한, 본 연구의 해석 방법으로 극저온 저장 가압시스템에서의 가압제 토출 시 온도변화에 대한 해석이 수행되어 상온 가압제의 경우와 비교하였다. 극저온 저장 가압시스템에 대한 실험은 추후 실험설비가 준비된 한국항공우주연구원 내의 액체추진기관 가압시스템 실험설비에서 수행될 계획이다.

참고문헌 (8)

Anon., "Pressurization Systems for Liquid Rockets," NASA Space Vehicle Design Criteria Monograph, SP-8112, October 1975
Elliot Ring, "Rocket Propellant and Pressurization Systems," Prentice-hill, Inc., Englewood Cliffs, N. J
Takashi Maemura, Katsuhiko Akiyam, "New H-IIA Launch Vehicle Technology and Results of Maiden Flight," Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Technical Review Vol.39 No.2 (Jun. 2002)
Louis C. Burmeister, "Convective Heat Transfer", A Wiley-Interscience Publication, John Wiley & Sons, 1982
Churchill, S. W., and H. H. S. Chu, "Correlating Equations for Laminar and Turbulent Free Convection from a Horizontal Cylinder," Int. J. Heat Mass Transfer, 18, 1049, 1975

상세보기
Churchill, S. W., "Free Convection Around Immersed Bodies," in E. U. Schlunder, Ed.-in-Chief, Heat Exchanger Design Handbook, Section 2.5.7, Hemisphere Publishing Corp., New York, 1983
F. Kreith, "Thermal Design of High Altitude Balloons and Instrument Packages," Transact. ASME, J. Heat Transf. 92, pp. 307-332, 1970

상세보기
M. Necati Ozisik, "Heat Conduction", A Wiley-Interscience Publication, John Wiley & Sons, 1980

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