[논문]막냉각에 의한 액체로켓엔진의 비추력 변화

조원국; 박순영; 설우석

막냉각에 의한 액체로켓엔진의 비추력 변화
Specific Impulse Variation of a Liquid Rocket Engine by Film Cooling 원문보기

항공우주기술 = Aerospace engineering and technology, v.8 no.2, 2009년, pp.133 - 139

조원국 (발사체엔진팀) , 박순영 (발사체엔진팀) , 설우석 (발사체엔진팀)

초록
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가스발생기 사이클 액체로켓엔진의 비추력 성능 해석을 수행하였다. 본 해석 방법은 공개된 문헌의 추력 300톤급 엔진에 대한 개념설계와 비교하여 검증을 마쳤다. 막냉각을 증가시킴으로써 연료가 연소에 참여하는 비율이 감소될 수 있지만 재생냉각에 필요한 연료 펌프의 소요동력 감소를 통하여 엔진의 비추력이 증가될 수 있다. 개선된 조건은 막냉각의 도움을 통하여 연료펌프 헤드를 감소시키고 연소 압력을 높일 수 있음을 예시한다.

Abstract ▼ AI-Helper

An analysis has been performed on the specific impulse for a liquid rocket engine of gas generator cycle. The present analysis method has been validated through the comparison of the optimal specific impulse for the 300t thrust conceptual engine against the published data. The engine specific impulse can be increased by applying film coolant decreasing the fuel pump head for regenerative cooling despite the decrease of specific impulse of the combustion chamber when the film coolant participates combustion more than the critical amount. The improved condition shows that higher combustion chamber pressure is achieved with less fuel pump head rise by additional film cooling.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

이러한 가압 부담은 가압을 담당하는 장치인 터보펌프의 개발을 어렵게 할 뿐 아니라 가압을 위한 동력소모가 엔진의 효율 감소로 이어진다는 문제가 있다. 따라서 적정 수준의 가압으로 엔진의 냉각을 해결하기 위해서는 재생냉각 이외에 보조적인 냉각기구가 필요하며 통상 막냉각이 이에 대한 해답으로 제시된다. 막냉각은 미연소 가스층을 연소실 벽면에 형성하여 엔진의 소재를 보호하는 개념이며 이 방법 역시 연료의 미연소에 의하여 엔진 효율을 감소시키는 작용한다.
막냉각은 미연소 가스층을 연소실 벽면에 형성하여 엔진의 소재를 보호하는 개념이며 이 방법 역시 연료의 미연소에 의하여 엔진 효율을 감소시키는 작용한다. 본 연구에서는 케로신 연료인 RP-1R을 사용한 재생냉각형 엔진[1]에 막냉각을 함께 적용함으로써 비추력 성능 향상이 가능함을 확인하고자 한다. 본 결과는 구성품의 설계조건 결정에 필요한 기본적인 조건으로 활용될 수 있을 것이다.
연소압과 재생냉각을 포함한 연료 가압 요구량의 관계를 보자. 그림 2에서 확인할 수 있듯이 연소압 증가에 따라 연료 가압 요구가 급격히 증가한다.

제안 방법

문헌에 공개된 추력 300톤급 가스발생기 사이클 액체로켓엔진에 대하여 비추력 성능 예측을 수행하여 해석기법을 검증하였다. RP-1R을 연료로 사용하는 엔진에 막냉각을 적용하여 엔진 비추력을 향상시킬 수 있음을 확인하였다.
식 (3)의 관계를 에너지 밸런스[2]로 표현하기도 하며 본 연구에서는 이전의 연구에서 개발된 KEB (KARI Energy Balance)[4]을 이용하였다.본 연구 방법은 엔진을 구성하는 부품의 성능에 대한 모델을 필요로 하며 표 1에 주요 성능 모델을 정리하였다. 연소압 증가에 따라 연소효율은 증가하며 적정한도 이상의 연소압에 대하여 포화되는 경향을 가진다.
해석 방법의 검증을 위한 해석과 동일한 엔진에 대하여 터빈 입구온도 1033 K, 연소기 출구 압력[7] 0.4 bar를 적용하였으며 막냉각이 적용됨에 따라 엔진의 비추력 특성이 변화되는 것을 예측하였다. 그림 2는 막냉각 유량에 따라 연료 펌프의 가압량이 변화되는 것을 나타낸다.

대상 데이터

본 결과와 참고문헌과의 차이는 가스발생기 연소가스의 물성차이와 소규모 추력을 발생하는 터빈 배기노즐의 설계차이에 의한 것으로 판단된다. 본 연구에서는 가스발생기의 연소가스에 대한 물성으로 Jet-A1의 저혼합비 연소물에 대한 물성[6]을 차용하였다. 위의 비교로써 본 연구방법으로 로켓엔진의 비추력 특성을 정확하게 예측할 수 있음을 확인하였다.

이론/모형

식 (3)의 관계를 에너지 밸런스[2]로 표현하기도 하며 본 연구에서는 이전의 연구에서 개발된 KEB (KARI Energy Balance)[4]을 이용하였다.본 연구 방법은 엔진을 구성하는 부품의 성능에 대한 모델을 필요로 하며 표 1에 주요 성능 모델을 정리하였다.

성능/효과

문헌에 공개된 추력 300톤급 가스발생기 사이클 액체로켓엔진에 대하여 비추력 성능 예측을 수행하여 해석기법을 검증하였다. RP-1R을 연료로 사용하는 엔진에 막냉각을 적용하여 엔진 비추력을 향상시킬 수 있음을 확인하였다. 실질적으로 막냉각이 최대 비추력 향상에 도움이 되기 위해서는 막냉각 연료의 연소 참여율이 특정 비율 이상이 되어야 할 것으로 판단된다.
막냉각연료의 50%가 연소에 참여할 경우 막냉각에 의한 최대 비추력의 증가효과는 거의 없는 것으로 나타났으며 50% 미만의 연소 참여 효과가 있다면 막냉각 적용에 의하여 엔진의 최대비추력이 오히려 감소할 것으로 나타났다. 따라서 평균 혼합비가 2.7인 조건에서 막냉각 연료의 연소 참여율이 50% 이상이 되어야 막냉각이 엔진의 최대비추력 증가에 도움이 될 수 있다는 것을 예상할 수 있다. 막냉각 연료의 연소 참여비율은 추가적으로 확인되어야 할 사항이며 이에 따라 최적 조건이 달라질 수 있다.
엔진의 추력이 커질수록 단위 추력당 냉각면적이 줄어들기 때문에 올바른 경향으로 이해할 수 있다. 또한 구성품의 효율이 전반적으로 높고 본 연구에서 적용한 연료의 코킹온도가 문헌에서 사용한 것 보다 높은 점 등이 정량적인 차이를 보인 원인으로 판단된다. 최적 조건 부근에서 비추력 민감도가 감소하므로 실질적인 최적 조건은 막냉각 유량 0.
그래프에서 R_FCC는 막냉각연료의 연소참여 비율을 나타낸다. 막냉각연료의 50%가 연소에 참여할 경우 막냉각에 의한 최대 비추력의 증가효과는 거의 없는 것으로 나타났으며 50% 미만의 연소 참여 효과가 있다면 막냉각 적용에 의하여 엔진의 최대비추력이 오히려 감소할 것으로 나타났다. 따라서 평균 혼합비가 2.
이는 연소실의 열특성과 냉각특성이 각각 연소압과 냉각수 유속에 선형비례하며 압력강하는 냉각수 유속의 제곱과 비례하기 때문이다. 막냉각이 적용되지 않은 경우에 대하여 참고문헌[1]의 차압과 본 연구의 차압 모델 결과를 비교하여 유사한 수준임을 확인하였다. 산화제 펌프의 가압량이나 재생냉각을 제외한 연료펌프의 가압량은 연소압과 엔진 시스템의 유동 저항으로부터 구할 수 있으며 시스템의 구성이 확정되지 않은 상황이라면 차압예측 모델을 이용하거나 이전의 사례[4]를 참조하여 연소압의 함수로 결정할 수 있다.
본 연구에서 구한 비추력 결과와 문헌에 소개된 진공추력 300톤급 가스발생기 사이클 엔진의 개념설계[1]와 비교하여 해석방법의 정확성을 확인하였다. 추진제는 액체산소/RP-1R이며 냉각수로 사용되는 RP-1R[1]은 RP-1을 정제하여 코킹특성을 개선한 것으로 확장된 재생냉각 적용범위를 가진다.
전체적인 최적 조건을 확인하기 위하여 연소압과 막냉각 변화에 대하여 비추력 변화를 그림 4에 나타내었다. 약 1% 수준의 막냉각 조건에서 비추력 최적 조건이 형성되는 것을 확인할 수 있다. 추력 규모가 작은 소형 엔진에 대하여 이보다 많은 유량의 막냉각 조건임이 제시된 바[8] 있다.
본 연구에서는 가스발생기의 연소가스에 대한 물성으로 Jet-A1의 저혼합비 연소물에 대한 물성[6]을 차용하였다. 위의 비교로써 본 연구방법으로 로켓엔진의 비추력 특성을 정확하게 예측할 수 있음을 확인하였다.

후속연구

본 연구에서는 케로신 연료인 RP-1R을 사용한 재생냉각형 엔진[1]에 막냉각을 함께 적용함으로써 비추력 성능 향상이 가능함을 확인하고자 한다. 본 결과는 구성품의 설계조건 결정에 필요한 기본적인 조건으로 활용될 수 있을 것이다.
그러나 비추력 성능 이외에도 막냉각에 의한 소재 보호나 터보펌프의 개발부담 경감 등의 효과도 있기 때문에 막냉각의 유용성은 단순한 비추력 향상 이상의 의미를 가진다. 본 연구에서 제시한 최적 조건은 실제 개발에서 부품의 개발가능성에 의하여 적용이 제한될 수 있으며 통상은 주요 부품의 개발능력 한계가 최적 설계의 제한조건으로 작용하여 제한조건과의 경계에서 최적설계가 결정될 수 있다. 또한 최적 조건의 적용성을 높이기 위해서는 엔진의 또 다른 주요 성능 변수인 무게와 크기에 대한 모델개발이 필요하며 제작성을 고려한 제한조건의 도입이 필요하다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	로켓엔진은 어떤 역할을 하는 부품인가?	로켓엔진은 연료나 산화제를 외부에서 공급받지 않고 독립적으로 추진력을 발생시킬 수 있는 장치로서 우주발사체 구성에 필수적인 부품이다. 로켓엔진은 발사체의 목적에 따라 효율 의미를 가지는 비추력을 최대화하거나 또는 무게 대비 추력을 최적화하는 것을 목적으로 개발될 수 있으며 개발비나 개발기간 등에 의해서도 설계목적이 영향을 받을 수 있다.
	우주발사체는 통상적으로 어떻게 구성하는가?	우주발사체는 통상 2-3단의 분리 가능한 모듈로 구성하여 적정고도에서 역할을 다한 일부 모듈을 분리 폐기하므로써 임무수행능력을 극대화할 수 있다. 이때 가장 먼저 분리되는 부스터 엔진이나 1단용 엔진은 추진제의 밀도가 큰 탄화수소계 연료를 사용하는 것이 유리하다.
	우주발사체의 부스터 엔진이나 1단용 엔진에는 어떤 연료를 사용하는 것이 좋은가?	우주발사체는 통상 2-3단의 분리 가능한 모듈로 구성하여 적정고도에서 역할을 다한 일부 모듈을 분리 폐기하므로써 임무수행능력을 극대화할 수 있다. 이때 가장 먼저 분리되는 부스터 엔진이나 1단용 엔진은 추진제의 밀도가 큰 탄화수소계 연료를 사용하는 것이 유리하다. 고성능 엔진에 필연적으로 적용되는 재생냉각 시스템은 연료를 냉각수로 사용하는데 탄화수소계열인 RP-1의 냉각성능은 매우 낮기 때문에 냉각수 유속이 높게 유지되어야 하며 이는 연료를 높은 압력으로 가압해야 한다는 것을 의미한다.

참고문헌 (8)

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Cho, W.K., KARI-RET-TM-2006-009-v.1- rev.1, 2006, Evaluation of specific impulse of a gas generator cycle rocket engine.
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Humble, R.W., Henry, G.N. and Larson, W.J., 1995, Space propulsion analysis and design, McGrawHill.
Cho, W.K., Park, S.Y. and Seol, W.S., 2007, "Optimal condition of specific impulse for a liquid rocket engine with film cooling," Proceedings of the 2007 KSPE Spring Conference, pp.135~140.

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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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