가스발생기 사이클 액체로켓엔진에서 추진제의 공급압력 변화에 대한 성능 즉, 연소압, 터빈 파워, 엔진 혼합비, 가스발생기 연소가스의 온도 변화를 제시하였다. 로켓엔진의 주요 13개 시스템 레벨 변수를 이용하여 엔진 성능을 수치적으로 계산한다. 산화제 공급압이 증가하면 연소압과 터빈 파워는 증가하며 연료 공급압이 증가하면 연소압과 터빈 파워가 감소한다. 연료 유량 증가에 따라 감소된 가스 발생기의 혼합비는 연소가스 온도를 감소시키며 터빈 구동매질로서의 연소가스 물성을 저하시킨다. 연료 유량 증가에 따라 감소된 터빈 파워는 엔진 추력에 직접 영향을 미치는 주연소기의 연소압을 감소 시킨다.
가스발생기 사이클 액체로켓엔진에서 추진제의 공급압력 변화에 대한 성능 즉, 연소압, 터빈 파워, 엔진 혼합비, 가스발생기 연소가스의 온도 변화를 제시하였다. 로켓엔진의 주요 13개 시스템 레벨 변수를 이용하여 엔진 성능을 수치적으로 계산한다. 산화제 공급압이 증가하면 연소압과 터빈 파워는 증가하며 연료 공급압이 증가하면 연소압과 터빈 파워가 감소한다. 연료 유량 증가에 따라 감소된 가스 발생기의 혼합비는 연소가스 온도를 감소시키며 터빈 구동매질로서의 연소가스 물성을 저하시킨다. 연료 유량 증가에 따라 감소된 터빈 파워는 엔진 추력에 직접 영향을 미치는 주연소기의 연소압을 감소 시킨다.
In this paper, the changes in performance parameters, e.g., the combustor pressure, turbine power, engine mixture ratio, temperature of gas generator, and product gas, of a liquid rocket engine employing gas generator cycle with the variations in propellant-supply pressure have been described. Engin...
In this paper, the changes in performance parameters, e.g., the combustor pressure, turbine power, engine mixture ratio, temperature of gas generator, and product gas, of a liquid rocket engine employing gas generator cycle with the variations in propellant-supply pressure have been described. Engine performance is numerically calculated using the 13 major system-level variables of the rocket engine. The combustor pressure and turbine power increase with an increase in the oxidizer-supply pressure and decrease with an increase in fuel-supply pressure. The lower mixture ratio of gas generator for increased fuel mass flow rate decreases the gas generator gas temperature and deteriorates the gas material properties as the turbine working fluid. The turbine power decreases with an increase in fuel-supply pressure; this results in a decrease in the main-combustor pressure, which is directly proportional to engine thrust.
In this paper, the changes in performance parameters, e.g., the combustor pressure, turbine power, engine mixture ratio, temperature of gas generator, and product gas, of a liquid rocket engine employing gas generator cycle with the variations in propellant-supply pressure have been described. Engine performance is numerically calculated using the 13 major system-level variables of the rocket engine. The combustor pressure and turbine power increase with an increase in the oxidizer-supply pressure and decrease with an increase in fuel-supply pressure. The lower mixture ratio of gas generator for increased fuel mass flow rate decreases the gas generator gas temperature and deteriorates the gas material properties as the turbine working fluid. The turbine power decreases with an increase in fuel-supply pressure; this results in a decrease in the main-combustor pressure, which is directly proportional to engine thrust.
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문제 정의
추진제 공급 압력 변화는 유량과 혼합비 변화를 유발하며 연소특성과 연소생성물의 물성 변화를 초래하여 복합적인 결과로 나타난다. 본 연구에서는 추진제 공급 압력 변화가 액체로켓엔진의 성능에 미치는 영향을 분석하고자 한다. 본 결과는 로켓엔진의 비행 조건이나 시험조건 변화에 대한 엔진 시스템의 성능 변화 예측의 기초자료로 활용될 수 있으며 추진제 공급조건에 대한 오차 허용범위를 산정하는 기준이 될 수 있다.
Table 2는 기준 조건을 나타낸다. 산화제와 연료의 공급 압력이 변화될 때 엔진의 성능 변화를 살펴보자. Fig.
제안 방법
1과 같다. 성능모델을 정의하는 변수를 입력한 이후 연소압, 엔진 (또는 연소기) 혼합비, 가스발생기 혼합비 및 터보펌프의 회전수를 결정하면 각 구성품 간의 압력, 유량, 파워 균형을 고려해서 이를 줄 수있는 오리피스 차압을 계산하여 엔진 시스템의 튜닝 조건을 구한다. 오리피스 차압이 결정되어 엔진 시스템의 하드웨어가 고정된 상태라면 프로그램의 옵션에 따라 이에 해당하는 연소압, 혼합비 및 터보 펌프 회전 수 등 엔진 성능을 구할 수 있다.
구성품의 성능은 별도의 실험이나 해석 결과를 사용한 모델을 이용한다. 본 연구에서는 엔진의 작동 모드에 대한 계산을 위해 주요 변수 13개를 정의하고 이를 다음과 같이 오차 형태로 정리하였다.(3)
회전수 변화에 대한 헤드 상승 특성을 나타내며 동일한 유동특성을 가지는 시스템에 대한 유량과 헤드의 변화 궤적을 점선으로 표시하였다. 터빈과 펌프의 효율 모델은 상사시험 결과를 이용하여 개발되었다. 가스발생기의 혼합비 변화에 의한 가스물성과 온도 변화는 혼합비의 함수로 평가하며 기존의 측정결과(6)를 이용하였다.
가스발생기 사이클 로켓엔진에서 추진제 공급 압력에 대한 엔진 시스템의 성능변화를 고찰하였다. 실험결과와 비교하여 본 해석 방법으로 구한 주요 변수는 1% 이하의 차이를 가지는 것을 알 수 있다.
데이터처리
터빈과 펌프의 효율 모델은 상사시험 결과를 이용하여 개발되었다. 가스발생기의 혼합비 변화에 의한 가스물성과 온도 변화는 혼합비의 함수로 평가하며 기존의 측정결과(6)를 이용하였다. Fig.
이론/모형
오리피스 차압이 결정되어 엔진 시스템의 하드웨어가 고정된 상태라면 프로그램의 옵션에 따라 이에 해당하는 연소압, 혼합비 및 터보 펌프 회전 수 등 엔진 성능을 구할 수 있다. 구성품의 성능은 별도의 실험이나 해석 결과를 사용한 모델을 이용한다. 본 연구에서는 엔진의 작동 모드에 대한 계산을 위해 주요 변수 13개를 정의하고 이를 다음과 같이 오차 형태로 정리하였다.
성능/효과
실험결과는 정상상태 도달 이후 20초 동안의 값을 평균한 것이다. 해석 조건은 실험결과와 터보펌프 회전수와 유량조건을 동일하게 준 것으로 이때의 펌프 헤드, 터빈구동에 필요한 터빈유량, 터빈입구압 및 터빈입구온도를 비교하여 해석 방법의 정확성을 평가할 수 있다. 주요 비교 인자에 대하여 1% 이하의 오차를 가지는 것을 확인하므로써 해석방법의 검증을 마쳤다.
해석 조건은 실험결과와 터보펌프 회전수와 유량조건을 동일하게 준 것으로 이때의 펌프 헤드, 터빈구동에 필요한 터빈유량, 터빈입구압 및 터빈입구온도를 비교하여 해석 방법의 정확성을 평가할 수 있다. 주요 비교 인자에 대하여 1% 이하의 오차를 가지는 것을 확인하므로써 해석방법의 검증을 마쳤다.
연소기의 연소압, 엔진의 혼합비, 터빈 구동가스의 온도 및 터빈 파워가 산화제 공급압 증가에 따라 모두 증가한다. 산화제 공급압력이 증가하면 산화제 펌프의 출구압이 증가하며 결과적으로 가스발생기의 산화제 공급이 증가한다. 이에 따라 가스발생기의 산화제 유량이 증가하는데 가스발생기의 정격 혼합비는 극도의 연료 농후 조건이므로 산화제 유량증가에 의하여 혼합비는 이상혼합비 방향으로 이동하게 되며 연소가스의 온도증가및 유량증가로 이어진다.
가스발생기 사이클 로켓엔진에서 추진제 공급 압력에 대한 엔진 시스템의 성능변화를 고찰하였다. 실험결과와 비교하여 본 해석 방법으로 구한 주요 변수는 1% 이하의 차이를 가지는 것을 알 수 있다. 산화제 공급압력이 증가할 경우 터빈동력 증가로 인하여 연료 유량과 산화제 유량이 모두 증가하며 엔진의 연소압과 혼합비가 증가한다.
5는 펌프 출구압력과 유량 변화를 도시한다. 터빈파워 증가에 의하여 펌프 회전수가 증가하므로 산화제와 연료 모두 펌프 출구압력과 유량이 증가하는 결과를 보인다. 산화제는 펌프 회전수 증가 외에 공급압력 자체가 증가된 조건이므로 연료에 비하여 더 큰 변화를 나타낸다.
후속연구
본 연구에서는 추진제 공급 압력 변화가 액체로켓엔진의 성능에 미치는 영향을 분석하고자 한다. 본 결과는 로켓엔진의 비행 조건이나 시험조건 변화에 대한 엔진 시스템의 성능 변화 예측의 기초자료로 활용될 수 있으며 추진제 공급조건에 대한 오차 허용범위를 산정하는 기준이 될 수 있다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
발사체용 액체로켓엔진의 특징은?
발사체용 액체로켓엔진은 작동조건에 따라 탈설계점에서 운용될 수 있으며 추진제의 공급조건에 의하여 성능이 변화된다.(1,2) 엔진의 추력이나 혼합비를 능동적으로 제어하지 않더라도 발사체의 비행에 따른 가속도 변화, 추진제 가압 압력 편차나 추진제 저장 온도편차 또는 외기 온도 차이에 의해 추진제 공급 압력이 공칭조건과 다를수 있다.
가스발생기 사이클 로켓엔진에서 추진제 공급 압력에 대한 엔진 시스템의 성능변화는 어떻게 되는가?
가스발생기 사이클 로켓엔진에서 추진제 공급 압력에 대한 엔진 시스템의 성능변화를 고찰하였다. 실험결과와 비교하여 본 해석 방법으로 구한 주요 변수는 1% 이하의 차이를 가지는 것을 알 수 있다. 산화제 공급압력이 증가할 경우 터빈동력 증가로 인하여 연료 유량과 산화제 유량이 모두 증가하며 엔진의 연소압과 혼합비가 증가한다. 반면에 연료의 공급압력이 증가할 경우 연료 유량은 증가하지만 저혼합비 가스의 특성으로 터빈의 동력이 감소하며 이로 인하여 산화제 유량은 감소하고 엔진의 연소압과 혼합비가 감소한다. 연료 공급압 변화는 엔진 성능에 미치는 영향력이 상대적으로 작으며 이는 연료유량 증가가 혼합비 감소와 반대 영향을 가지는 것에 기인한다. 엔진의 연소압은 터빈 동력 증감에 영향을 받으며 이는 산화제/연료의 유량과 혼합비에 모두 영향을 받으므로 이를 함께 고려한 해석을 통하여 엔진의 성능변화를 예측할 수 있다.
가스발생기의 출력이 엔진 성능에 매우 중요한 영향을 미치는 이유는?
그러나 추진제의 혼합비 변화에 의한 연소압 증가/감소 요인이 추가적으로 작용하므로 유량증가 요인이 산화제인지 연료인지에 따라 최종적인 연소압 변화가 결정된다. 특히 가스발생기의 출력은 엔진 성능에 매우 중요한 영향을 미치는데 이는 가스발생기의 연소압과 유량이 터빈 출력을 결정하며 터빈 출력은 다시 추진제 공급을 결정하기 때문이다.
참고문헌 (8)
Nam, C.H., Park, S.Y., Kim, S.H. and Seol, W.S.,
Nam, C.H., Cho, W.K. and Seol, W.S., 2006,
Park, S. and Cho, W.K., 2008, "Program
McBride, B.J. and Gordon, S., 1996, Computer
Dixon, S.L. and Eng, B., 1998, Fluid Mechanics,
Seo, S.H., Han, Y.M., Kim, S.-K. and Choi, H.S.,
Kim, C.-W., Park, S.-Y. and Nam, C.-H., 2009,
Cho, W.K, Nam, C.H., Park, S.Y. and Kim, C.W.,
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