액체로켓엔진 연소기를 이용한 고고도 환경 모사용 디퓨저 시동특성 연구 An Experimental Study of a Diffuser Starting Characteristics for Simulating High-Altitude Environment by using a Liquid Rocket원문보기
본 연구에서는 액체 로켓 엔진의 고온 연소 가스를 이용하여 축소형 고고도 환경 모사용 초음속 디퓨저 성능 실험을 수행하였다. 실험 장치는 연소실, 진공 챔버, 디퓨저로 구성되어 있다. 고고도 환경 모사 시험은 연소실 압력이 약 26, 29, 32barg 세 조건으로 수행하였고, 세가지 조건에서 모두 디퓨저는 성공적으로 시동되었으며 진공 챔버 압력이 약 140torr로 형성하였다. 이전의 상온 고압 가스를 이용한 디퓨저의 시동 특성과 비교하였을 때 시동 압력과 압력 분포 등의 시동 특성의 경향성은 유사하였으나, 고온 환경으로 인하여 진공 챔버에 형성되는 압력은 2배 정도 높은 것을 확인하였다. 본 연구 결과는 향후 실물형 고고도 환경 모사 시험 설비를 구축하는데 기초 자료로 활용될 수 있을 것으로 판단된다.
본 연구에서는 액체 로켓 엔진의 고온 연소 가스를 이용하여 축소형 고고도 환경 모사용 초음속 디퓨저 성능 실험을 수행하였다. 실험 장치는 연소실, 진공 챔버, 디퓨저로 구성되어 있다. 고고도 환경 모사 시험은 연소실 압력이 약 26, 29, 32barg 세 조건으로 수행하였고, 세가지 조건에서 모두 디퓨저는 성공적으로 시동되었으며 진공 챔버 압력이 약 140torr로 형성하였다. 이전의 상온 고압 가스를 이용한 디퓨저의 시동 특성과 비교하였을 때 시동 압력과 압력 분포 등의 시동 특성의 경향성은 유사하였으나, 고온 환경으로 인하여 진공 챔버에 형성되는 압력은 2배 정도 높은 것을 확인하였다. 본 연구 결과는 향후 실물형 고고도 환경 모사 시험 설비를 구축하는데 기초 자료로 활용될 수 있을 것으로 판단된다.
Performance tests of a supersonic exhaust diffuser were conducted by using a liquid rocket engine for simulating high-altitude environment. The experimental setup consisted of a combustion chamber, a vacuum chamber and a diffuser. The combustion tests for simulating high-altitude environment were ca...
Performance tests of a supersonic exhaust diffuser were conducted by using a liquid rocket engine for simulating high-altitude environment. The experimental setup consisted of a combustion chamber, a vacuum chamber and a diffuser. The combustion tests for simulating high-altitude environment were carried out at three cases by chamber pressure variation(26, 29, 32barg). The test results showed that the diffuser was started at all case and vacuum chamber pressures were approximately 140torr. The starting pressure using combustion gas was similar with that of cold gas, but the vacuum chamber pressure was relatively high because of high temperature in the vacuum chamber. The results of this test can be used as an essential database for the design of real-scale high-altitude simulation test facility in the future.
Performance tests of a supersonic exhaust diffuser were conducted by using a liquid rocket engine for simulating high-altitude environment. The experimental setup consisted of a combustion chamber, a vacuum chamber and a diffuser. The combustion tests for simulating high-altitude environment were carried out at three cases by chamber pressure variation(26, 29, 32barg). The test results showed that the diffuser was started at all case and vacuum chamber pressures were approximately 140torr. The starting pressure using combustion gas was similar with that of cold gas, but the vacuum chamber pressure was relatively high because of high temperature in the vacuum chamber. The results of this test can be used as an essential database for the design of real-scale high-altitude simulation test facility in the future.
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문제 정의
여기서 Ad는 디퓨저 입구 내부 면적, Ae와 At는 각각 모사 엔진의 노즐 출구 면적과 노즐목 면적을 의미한다. 따라서 본 연구에서는 디퓨저의 작동 특성을 결정하는 주요 변수인 Ad/Ae, Ad/At, L/Dd를 최대한 동일하게 맞추기 위하여, 축소형 디퓨저의 사양을 다음 Table 2와 같이 설계/제작하였다. 이는 항우연의 실물형 디퓨저와 비교했을 때 약 1/6 scale에 해당되며, 디퓨저의 확산부는 길이는 200mm, 확산 반각은 6°로 설계/제작되었다.
따라서 본 연구에서는 향후 개발될 실물형 고체로켓모터나 대형 고고도 환경 모사용 실험 설비 설계의 데이터베이스를 확보하기 위하여, 고체로켓모터를 대신하여 케로신과 액체 산소를 추진제로 사용하는 액체 로켓 엔진을 이용하여 디퓨저 시동 특성을 연구하고자 하였다. 따라서 실물형 로켓 모터의 팽창비 등을 고려한 액체 로켓 엔진의 노즐부와 디퓨저를 설계/제작하였으며, 디퓨저 시동을 위한 액체 로켓 엔진의 연소 압력 변화에 따른 디퓨저의 시동 특성과 디퓨저 길이 방향으로의 내부 압력 분포 특성 등을 살펴보고자 하였다.
따라서 본 연구에서는 향후 개발될 실물형 고체로켓모터나 대형 고고도 환경 모사용 실험 설비 설계의 데이터베이스를 확보하기 위하여, 고체로켓모터를 대신하여 케로신과 액체 산소를 추진제로 사용하는 액체 로켓 엔진을 이용하여 디퓨저 시동 특성을 연구하고자 하였다. 따라서 실물형 로켓 모터의 팽창비 등을 고려한 액체 로켓 엔진의 노즐부와 디퓨저를 설계/제작하였으며, 디퓨저 시동을 위한 액체 로켓 엔진의 연소 압력 변화에 따른 디퓨저의 시동 특성과 디퓨저 길이 방향으로의 내부 압력 분포 특성 등을 살펴보고자 하였다. 또한 기존에 본 연구진이 수행한 상온 고압 가스를 이용한 디퓨저 시동 특성과의 비교를 수행하였다(8).
본 연구는 고고도에서 작동하는 항공우주추진 기관의 신뢰도의 확보와 특성을 확인하기 위한 고공환경 모사 시험 기법에 대한 연구로서, 축소형 초음속 디퓨저와 액체로켓엔진을 이용하여 고온 연소 제트에 의한 진공챔버와 디퓨저의 내부 압력 특성을 확인하는 실험을 수행하였다. 액체 로켓엔진 연소실 압력변화에 따른 디퓨저 시동특성을 파악하였으며, 약 26barg 이상에서 진공챔버 압력이 약 140torr로 디퓨저가 정상적으로 작동함을 확인하였다.
그러나 항공우주연구원의 디퓨저 구동 엔진은 고체 로켓모터로서 정압형 연소가 아니며, 본 연구에서는 액체 로켓 엔진을 이용하기 때문에 정압형 연소가 일어난다. 즉 디퓨저 구동용 연소실 노즐 출구의 마하 수는 동일하지 않지만 시동 압력 이상에서는 진공 특성이 크게 변하지 않으며(3), 본 연구에서는 디퓨저의 시동 특성에 주요 관점을 두고 연구를 수행하였다. Fig.
제안 방법
고고도 환경 모사용 디퓨저를 시동시키기 위한 연소 실험에 앞서 액체로켓엔진과 디퓨저를 장착한 상태에서, 전체 시험부의 누설 여부 판단을 위한 고압/진공 기밀 실험을 수행하였다. 고압 기밀 실험은 연소 실험시 연소압 수준인 약 30barg, 진공 기밀 실험은 디퓨저 시동 시 진공챔버의 진공 압력보다 낮은 약 10torr에서 각각 형성시킨 후 10분 정도 관찰하면서 압력 변화를 살펴보았다.
고고도 환경 모사용 디퓨저의 시동특성을 파악하기 위하여, Table 3과 같이 O/F ratio는 2.0으로 고정한 상태에서 연소실로 공급되는 추진제 총 유량(#)을 조절하여 연소실 압력(Pc)의 변화에 따른 디퓨저의 시동 특성 및 디퓨저 내부 압력 분포 특성을 살펴보았다. O/F ratio를 2.
고고도 환경 모사용 디퓨저를 시동시키기 위한 연소 실험에 앞서 액체로켓엔진과 디퓨저를 장착한 상태에서, 전체 시험부의 누설 여부 판단을 위한 고압/진공 기밀 실험을 수행하였다. 고압 기밀 실험은 연소 실험시 연소압 수준인 약 30barg, 진공 기밀 실험은 디퓨저 시동 시 진공챔버의 진공 압력보다 낮은 약 10torr에서 각각 형성시킨 후 10분 정도 관찰하면서 압력 변화를 살펴보았다. Fig.
고온의 연소 가스를 이용하는 축소형 디퓨저는 실물형 디퓨저의 설계 데이터와 국내·외의 기술적인 자료를 바탕으로 기본적으로 적용되는 이론식과 추천치를 활용하여 설계/제작하였다(1~4).
3)보다는 조금 낮게 운영하여, 디퓨저 냉각 측면의 부담을 다소 완화하기 위함이다. 기존의 상온 고압 가스에 의한 디퓨저 예상 시동 압력인 29barg 근처의 압력으로 설정하였으며(8), 재현성 검증을 위해 추진제 총 유량 340g/s에서 두 번의 반복 연소실험을 수행하였다.
따라서 실물형 로켓 모터의 팽창비 등을 고려한 액체 로켓 엔진의 노즐부와 디퓨저를 설계/제작하였으며, 디퓨저 시동을 위한 액체 로켓 엔진의 연소 압력 변화에 따른 디퓨저의 시동 특성과 디퓨저 길이 방향으로의 내부 압력 분포 특성 등을 살펴보고자 하였다. 또한 기존에 본 연구진이 수행한 상온 고압 가스를 이용한 디퓨저 시동 특성과의 비교를 수행하였다(8).
4는 설계된 디퓨저의 형상을 나타내며, 디퓨저의 길이 방향으로는 디퓨저 내부의 압력을 측정할 수 있는 압력 포트가 14개 있으며 진공 챔버와 결합하였을 경우 진공 챔버 및 디퓨저 내 유체의 누설을 막기 위한 O-ring을 장착할 수 있다. 또한 진공 챔버와 결합시 기밀실험을 할 수 있도록 디퓨저 끝단에 기밀판을 결합할 수 있도록 설계/제작되었다.
0)를 통하여 저장하였다. 본 실험에 임하기 전 모든 센서는 보정기를 이용하여 센서 보정을 수행한 후 연소 실험을 수행하여 데이터의 신뢰도를 확보하였다.
탱크와 공급 배관에는 실험 중 추진제의 역류 방지를 위한 체크 밸브(check valve)와 배관 내에 이상 압력 발생시 안전을 위한 안전밸브(safety valve)가 장착되어 있다. 설계 압력으로 각각 가압된 추진제를 일정하고 안정적으로 연소실에 공급하기 위해서 캐비테이션 벤츄리(cavitation venturi)를 사용하였으며 추진제의 유량을 측정하기 위하여 질량/터빈 유량계를 장착하였다.
예비 연소 실험과 기밀 실험을 통해서 액체로켓엔진을 이용한 디퓨저 시동 특성 실험 준비를 마치고, Table 3의 조건으로 연소실 압력 변화에 따른 디퓨저 시동 특성 파악을 위한 연소 실험을 수행하였다.
본 실험에서 주요 관심 대상은 다양한 연소압에 따른 진공 챔버 내의 압력 강하율과 디퓨저 내의 길이 방향에 따른 압력 분포이다. 이에 전기식 진공 압력 센서를 진공 챔버 및 디퓨저의 길이 방향으로 장착하였다. 측정된 압력 데이터와 각각의 추진제의 유량 데이터는 실시간으로 A/D 변환기(DT-3003, DBK84)를 통하여 획득되며 개인용 컴퓨터(DASYLAB 6.
축소형 디퓨저를 장착하여 고공 환경 모사 시험을 수행하기에 앞서, 디퓨저 작동에 요구되는 연소 압력의 생성을 확인하기 위하여 디퓨저를 장착하지 않은 상태에서 액체로켓엔진만 장착하여 Fig. 7과 같은 연소 실험 절차(cyclogram)로 3초간의 연소가 일어날 수 있도록 예비 연소 실험을 수행하였다. Fig.
이에 전기식 진공 압력 센서를 진공 챔버 및 디퓨저의 길이 방향으로 장착하였다. 측정된 압력 데이터와 각각의 추진제의 유량 데이터는 실시간으로 A/D 변환기(DT-3003, DBK84)를 통하여 획득되며 개인용 컴퓨터(DASYLAB 6.0)를 통하여 저장하였다. 본 실험에 임하기 전 모든 센서는 보정기를 이용하여 센서 보정을 수행한 후 연소 실험을 수행하여 데이터의 신뢰도를 확보하였다.
대상 데이터
본 실험에서 주요 관심 대상은 다양한 연소압에 따른 진공 챔버 내의 압력 강하율과 디퓨저 내의 길이 방향에 따른 압력 분포이다. 이에 전기식 진공 압력 센서를 진공 챔버 및 디퓨저의 길이 방향으로 장착하였다.
본 연구에서 사용된 액체 로켓 엔진의 실험 장치는 Fig. 1에서 보는 바와 같이 크게 연소실, 진공 챔버, 디퓨저로 구성되어 있다. 또한 액체 로켓 엔진의 연소 실험을 위한 실험 장치는 크게 추진제 가압부, 추진제 공급부, test section 그리고 자료 획득 및 제어 계측부로 구성되어 있다.
3으로 설계/제작되었다. 사용된 분사기는 Fig. 2와 같이 산화제 부분만 스월 챔버가 존재하고 연료 부분에는 스월 챔버가 존재하지 않은 mixed type의 분사기이며, 리세스(recess) 길이는 2mm이다. 연소 실험에 사용된 분사기와 연소실 및 노즐의 사양은 Table 1에 나타내었으며, Fig.
. 항공우주연구원의 실물형 디퓨저의 사양은 디퓨저 내부 직경(Dd)이 634mm, 길이(L1)는 6340mm, 확장부 길이(L2)는 1530mm이다. 디퓨저 구동용 연소실의 노즐 형상을 고려한 디퓨저 설계의 주요 변수를 정리하면, Ad/Ae는 1.
성능/효과
또한 시동 압력은 고온의 가스에서 다소 낮게 나타났으며, 이는 고온 연소가스의 비열비가 상온 질소가스보다 낮기 때문으로 판단된다(3,4). 그러나 본 실험에서 사용된 진공 챔버의 부피가 매우 작기 때문에 고온의 연소 가스와 디퓨저 입구 및 연소실 챔버와의 열전달에 의해 진공 챔버 내부의 온도가 다소 상승하였으며, 이로 인해 일반적인 경우 보다는 진공 챔버의 압력이 다소 높게 나타난 것으로 판단된다. 따라서 향후 실제 실물형 엔진의 진공 챔버 압력과 디퓨저 내부 압력을 예측하기 위해서는 본 연구와 같이 연소 조건에서 실험을 수행하고 진공 챔버의 부피도 다소 증가시켜 실험을 수행하는 것이 바람직한 것으로 판단된다.
액체 로켓엔진 연소실 압력변화에 따른 디퓨저 시동특성을 파악하였으며, 약 26barg 이상에서 진공챔버 압력이 약 140torr로 디퓨저가 정상적으로 작동함을 확인하였다. 또한 시동압력이상의 액체로켓엔진 작동 압력에서는 진공챔버의 압력이 거의 일정함을 확인하였으며, 이전의 상온 고압 가스를 이용한 경우보다는 진공 챔버의 압력이 다소 높게 형성되는 것을 확인하였다.
세 가지 조건에서 형성된 진공 챔버 압력을 살펴보면 연소실 압력이 증가할수록 진공 챔버 압력이 다소 증가하는 경향을 보이나, 거의 동일한 압력이라고 보아도 큰 무리는 없는 것으로 판단된다. 또한 이전의 상온 고압 가스를 이용한 디퓨저 시동 특성에서 획득된 진공 챔버의 시동 압력과 비교했을 때 연소가스의 비열비가 상온 가스보다 작기 때문에 시동 압력은 다소 작게 나타나지만, 시동된 진공 챔버의 압력은 상온 가스의 경우보다 다소 크게 나타남을 확인하였다(3,8). 이는 연소실 끝단의 고온 연소 가스 환경에 의해 진공 챔버내의 온도가 다소 상승하기 때문인 것으로 예측되며, 이로부터 상온 고압 가스를 이용하여 디퓨저의 대략적인 시동 특성을 살펴볼 수는 있으나 정확한 시동 특성을 살펴보기 위해서는 실제 연소 환경에서의 실험이 필요하다는 것을 알 수 있다.
Case B-1, B-2의 경우는 실험 설정 조건은 동일하였으나 실제 연소실험에서는 다소 연소실 압력이 변경될 수 있기 때문에, 약간 다른 값을 보였으나 거의 동일한 경향성을 나타내었다. 세 가지 조건에서 형성된 진공 챔버 압력을 살펴보면 연소실 압력이 증가할수록 진공 챔버 압력이 다소 증가하는 경향을 보이나, 거의 동일한 압력이라고 보아도 큰 무리는 없는 것으로 판단된다. 또한 이전의 상온 고압 가스를 이용한 디퓨저 시동 특성에서 획득된 진공 챔버의 시동 압력과 비교했을 때 연소가스의 비열비가 상온 가스보다 작기 때문에 시동 압력은 다소 작게 나타나지만, 시동된 진공 챔버의 압력은 상온 가스의 경우보다 다소 크게 나타남을 확인하였다(3,8).
본 연구는 고고도에서 작동하는 항공우주추진 기관의 신뢰도의 확보와 특성을 확인하기 위한 고공환경 모사 시험 기법에 대한 연구로서, 축소형 초음속 디퓨저와 액체로켓엔진을 이용하여 고온 연소 제트에 의한 진공챔버와 디퓨저의 내부 압력 특성을 확인하는 실험을 수행하였다. 액체 로켓엔진 연소실 압력변화에 따른 디퓨저 시동특성을 파악하였으며, 약 26barg 이상에서 진공챔버 압력이 약 140torr로 디퓨저가 정상적으로 작동함을 확인하였다. 또한 시동압력이상의 액체로켓엔진 작동 압력에서는 진공챔버의 압력이 거의 일정함을 확인하였으며, 이전의 상온 고압 가스를 이용한 경우보다는 진공 챔버의 압력이 다소 높게 형성되는 것을 확인하였다.
후속연구
그러나 본 실험에서 사용된 진공 챔버의 부피가 매우 작기 때문에 고온의 연소 가스와 디퓨저 입구 및 연소실 챔버와의 열전달에 의해 진공 챔버 내부의 온도가 다소 상승하였으며, 이로 인해 일반적인 경우 보다는 진공 챔버의 압력이 다소 높게 나타난 것으로 판단된다. 따라서 향후 실제 실물형 엔진의 진공 챔버 압력과 디퓨저 내부 압력을 예측하기 위해서는 본 연구와 같이 연소 조건에서 실험을 수행하고 진공 챔버의 부피도 다소 증가시켜 실험을 수행하는 것이 바람직한 것으로 판단된다.
본 연구를 통하여 액체로켓엔진을 이용한 고공 환경 모사를 위한 디퓨저 시동 특성 실험 기법을 확보하였으며, 기존의 상온 고압 가스 연구 결과와 본 연구에서 확보된 고온 연소 가스를 이용한 디퓨저 시동 특성에 대한 연구 결과는 향후 실물형 고공 연소실험 설비의 설계 시 기초자료로 활용될 수 있을 것으로 판단된다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
액체 로켓 엔진의 고온 연소 가스를 이용하여 축소형 고고도 환경 모사용 초음속 디퓨저 성능 실험의 과정과 결과는?
실험 장치는 연소실, 진공 챔버, 디퓨저로 구성되어 있다. 고고도 환경 모사 시험은 연소실 압력이 약 26, 29, 32barg 세 조건으로 수행하였고, 세가지 조건에서 모두 디퓨저는 성공적으로 시동되었으며 진공 챔버 압력이 약 140torr로 형성하였다. 이전의 상온 고압 가스를 이용한 디퓨저의 시동 특성과 비교하였을 때 시동 압력과 압력 분포 등의 시동 특성의 경향성은 유사하였으나, 고온 환경으로 인하여 진공 챔버에 형성되는 압력은 2배 정도 높은 것을 확인하였다. 본 연구 결과는 향후 실물형 고고도 환경 모사 시험 설비를 구축하는데 기초 자료로 활용될 수 있을 것으로 판단된다.
항공우주연구원의 실물형 디퓨저 사양은?
고온의 연소 가스를 이용하는 축소형 디퓨저는 실물형 디퓨저의 설계 데이터와 국내·외의 기술적인 자료를 바탕으로 기본적으로 적용되는 이론식과 추천치를 활용하여 설계/제작하였다(1~4). 항공우주연구원의 실물형 디퓨저의 사양은 디퓨저 내부 직경(Dd)이 634mm, 길이(L1)는 6340mm, 확장부 길이(L2)는 1530mm이다. 디퓨저 구동용 연소실의 노즐 형상을 고려한 디퓨저 설계의 주요 변수를 정리하면, Ad/Ae는 1.
지상에서 고고도 환경을 모사하는 가장 간단한 방법은 무엇인가?
일반적으로 지상에서 고고도 환경을 모사하는 가장 간단한 방법은 고온의 연소 가스의 모멘텀을 이용하여 노즐의 배압을 낮추어 진공 환경을 만드는 방식이며, 이를 위해 흔히 디퓨저형 모사 장치가 사용된다(1~4). 고체로켓모터와 같이 주로 고고도 환경 하에서의 추력 검증이 주목적인 경우는, 노즐 후단의 압력을 해당 고고도 환경 하에서의 저압 조건으로 형성할 수 있는 디퓨저형 모사 시험 설비가 일반적으로 사용된다.
참고문헌 (8)
Sivo, J. N., Meyer, C. L. and Peters, D. J., “Experimental Evaluation of Rocket Exhaust Diffusers for Altitude Simulation”, NASA-TN-D-298, 1960.
William, L. J. Harold, G. P. and Car F. L., "Experimental study of zero-flow ejectors using gaseous nitrogen", NASA-TN-D-203, 1960.
Annamnalai, K., Visvanathan, K., Sriramulu, V. and Bhaskaran, K.A. "Evaluation of the performance of supersonic exhaust diffuser using scaled down model", Experimental Thermal and Fluid Science, 17, 1998, pp. 271-229.
Annamalai, K., Satyanarayana, T., Sriramulu, V. and Bhaskaran, K. A., “Development of design methods for short cylindrical supersonic exhaust diffuser”, Experiment in Fluids, Vol. 29, 2000, pp. 305-308.
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