발사체 추진기관은 추진제 탱크, 가압시스템, 추진제 충전/배출 시스템, 밸브 구동 시스템, 퍼지 시스템 등으로 구성되어 있다. 이 중에서 가압시스템은 온보드 실시간 제어 시스템을 포함하는 유일한 시스템으로 가장 중요한 서브시스템이다. 그러므로 추진제의 탑재량 선정 및 추진제 공급 시스템 개념설계 단계에서 가장 먼저 고려되어야 한다. 본 논문에서는 여러 타 발사체의 가압시스템에 대해 자료 조사를 수행하였고 국산화시 개발 가능한 구성을 정리하였으며, 최종적으로 시스템 중량 비교, 운용/안전/신뢰성/확장성 등을 비교 검토하여 최적 구성을 선정하였다.
발사체 추진기관은 추진제 탱크, 가압시스템, 추진제 충전/배출 시스템, 밸브 구동 시스템, 퍼지 시스템 등으로 구성되어 있다. 이 중에서 가압시스템은 온보드 실시간 제어 시스템을 포함하는 유일한 시스템으로 가장 중요한 서브시스템이다. 그러므로 추진제의 탑재량 선정 및 추진제 공급 시스템 개념설계 단계에서 가장 먼저 고려되어야 한다. 본 논문에서는 여러 타 발사체의 가압시스템에 대해 자료 조사를 수행하였고 국산화시 개발 가능한 구성을 정리하였으며, 최종적으로 시스템 중량 비교, 운용/안전/신뢰성/확장성 등을 비교 검토하여 최적 구성을 선정하였다.
Propulsion system of launch vehicle is composed with subsystems as propellant tank, pressurization system, propellant fill/drain system, valve operating system, purge system and so on. Among others, pressurization system is the most important subsystem, because of the real-time control part for pres...
Propulsion system of launch vehicle is composed with subsystems as propellant tank, pressurization system, propellant fill/drain system, valve operating system, purge system and so on. Among others, pressurization system is the most important subsystem, because of the real-time control part for pressure control of propellant tank. Therefore, it is the subsystem that must be primarily considered on conceptual design process. In this paper, the data of the previously developed pressurization systems were collected and the optimum configuration was selected by analysis of advantage and disadvantage of the systems.
Propulsion system of launch vehicle is composed with subsystems as propellant tank, pressurization system, propellant fill/drain system, valve operating system, purge system and so on. Among others, pressurization system is the most important subsystem, because of the real-time control part for pressure control of propellant tank. Therefore, it is the subsystem that must be primarily considered on conceptual design process. In this paper, the data of the previously developed pressurization systems were collected and the optimum configuration was selected by analysis of advantage and disadvantage of the systems.
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문제 정의
본 연구에서는 향후 국내 주도의 발사체 개발이 이루어질 경우를 대비하여 기존 발사체 구성에 대한 자료조사를 수행하였고, 조사 결과를 바탕으로 선정된 몇 개의 가압 시스템에 대해 기본 발사체를 기준으로 중량, 개발, 운용, 안전성, 신뢰성, 확장성 측면에서 비교 검토하였다. 연구 결과를 통해 국내 발사체 개발시 최적의 가압 시스템 구성을 제시하였다.
가설 설정
검토 결과 1단 가압 시스템의 최적 구성안은 연료와 LOX 탱크 가압을 위해 가압제로 He만을 사용하고 He 탱크는 LOX 탱크 내부에 위치하도록 구성하는 그림 1에 (a)가 최적의 구성임을 확인하였다. 상단 가압 시스템의 경우는 1단과 동일하게 He을 가압제로 선정하여야 하고, 가압제 탱크의 위치는 추진기관을 터보펌프식으로 선정할 경우 그림 2의 (a)와 같이, 가압식 추진기관을 선정할 경우 그림 2의 (b)와 같이 구성하는 것이 국내 개발 로직상 최적의 구성이 될 것이다.
제안 방법
여기서 언급한 발사체가 LOX를 사용하거나 사용했던 발사체 전부이다.(단, 러시아 발사체는 제외) 자료는 각 발사체의 추진제, 가압제, 가압 가스 저장 방식, 가압 가스 운용 방식, 제어 시스템의 구성을 위주로 조사하였다.
1단과 상단 추진기관 추진제 탱크 가압 시스템에 대한 기존 발사체에 대한 자료조사를 수행하였고, 그 결과 1단과 상단 가압 시스템에 적용 가능한 몇가지 시스템을 선정하였다. 이를 기준으로 국내 개발시 최적의 시스템을 선정하기 위해 중량 검토, 개발, 운용, 안정성, 신뢰성, 확장성 측면에서 비교 검토하였다.
H-IIA의 경우는 H-II에서 레귤레이터와 솔밸브-오리피스 시스템으로 구성된 조절시스템에 의해 누적된 비행 시험 결과를 바탕으로 GOX를 이용하는 blowdown 방식으로 수정하였다.
본 연구에서는 향후 국내 주도의 발사체 개발이 이루어질 경우를 대비하여 기존 발사체 구성에 대한 자료조사를 수행하였고, 조사 결과를 바탕으로 선정된 몇 개의 가압 시스템에 대해 기본 발사체를 기준으로 중량, 개발, 운용, 안전성, 신뢰성, 확장성 측면에서 비교 검토하였다. 연구 결과를 통해 국내 발사체 개발시 최적의 가압 시스템 구성을 제시하였다.
상단 시스템에 대한 검토는 표 6과 같다. 상단 시스템의 비교 자료는 1단 시스템의 비교 자료에 더해 가압제 탱크의 위치에 따른 특성을 비교하였다.
그림 2는 상단 가압 시스템 구성으로 4가지 방식을 선별하였다. 우선 1단 시스템과 동일하게 He을 사용하는 시스템, 그리고 GOX를 사용하는 시스템으로 분류하였으며, 가압제 탱크의 위치 (극저온 추진제 탱크 내부/외부)에 따라 분류하였다. (a)는 연료와 LOX 탱크 가압을 위해 He을 사용하며 He 탱크 위치는 LOX 탱크 내 위치, (b)는 연료와 LOX 탱크 가압을 위해 He을 사용하며 He 탱크 위치는 외부에 위치, (c)는 연료 탱크 가압을 위해 He, LOX 탱크 가압을 위해 GOX를 사용하며 He 탱크 위치는 LOX 탱크 내부에 위치, (d)는 연료 탱크 가압을 위해 He LOX 탱크 가압을 위해 GOX를 사용하며 He 탱크 위치는 외부에 위치한다.
위 자료 조사를 근거로 향후 국내 개발시 가능한 1단과 상단 시스템의 가압 시스템 구성을 몇가지 방식으로 정리하였다.
위에서 제안한 시스템에 대한 중량 비교 검토를 수행하기 위해 가압시스템을 구성하고 있는 구성품을 먼저 정리하였다. 가압시스템은 가압용으로 사용할 He, 가압용으로 LOX를 이용할 경우 LOX(GOX), 가압 시스템에 이용되는 LOX 탱크 내 LOX 기화, 가압 탱크, 열교환기, 기타 배관 및 제어 시스템으로 구성되어 있다.
1단과 상단 추진기관 추진제 탱크 가압 시스템에 대한 기존 발사체에 대한 자료조사를 수행하였고, 그 결과 1단과 상단 가압 시스템에 적용 가능한 몇가지 시스템을 선정하였다. 이를 기준으로 국내 개발시 최적의 시스템을 선정하기 위해 중량 검토, 개발, 운용, 안정성, 신뢰성, 확장성 측면에서 비교 검토하였다.
이와 같은 기본 구성을 기본으로 시스템에 필요한 추진제량 선정, 추진제 탱크 용량 선정, 추진제 탱크 압력 선정, 열교환기 온도 규격 선정 등의 개념 설계를 수행한 후 각 서브시스템에 대한 중량을 산출하였다.
중량 비교만으로는 시스템을 선정할 수 없으므로 각 시스템에 대한 개발 측면, 운용 측면, 안 전성, 신뢰성, 확장성을 고려하였다.
대상 데이터
1단 시스템 구성에 대한 자료 조사 결과는 표 1과 같다. 조사 대상이 된 시스템은 미국의 Atlas, Saturn, Vanguard, 일본의 H-II, H-IIA, 유럽의 Ariane 5, 현재 개발 중인 KSLV-I의 1단이다. 여기서 언급한 발사체가 LOX를 사용하거나 사용했던 발사체 전부이다.
상단 시스템 구성에 대한 자료 조사 결과는 표 2와 같다. 조사 대상이 된 시스템은 미국의 Delta, Atlas, Titan의 상단으로 사용하였던 Centaur, Saturn의 상단인 S-II, S-IVB, H-II와 H-IIA의 2단, 유럽의 Ariane 4의 상단인 HM7B 이다.
기존의 발사체 자료 조사는 국내 개발 목적에 맞추어 kerosene과 LOX를 사용하는 발사체를 중심으로 이루어졌으나 자료 조사의 범위를 넓이기 위해 LH2와 LOX를 추진제로 사용하는 발사체도 포함하여 수행하였다. 조사된 발사체는 주로 서 유럽, 일본, 미국 등 자료가 개방되어 있는 발사체를 중심으로 조사하였다.
이론/모형
연료 탱크압 조절 시스템의 경우는 대부분 압력 조절을 수행하지만 LOX 탱크 압력 조절 시스템의 경우는 GOX를 사용한 blowdown 방식을 쓰는 예가 있었다. S-IC의 경우는 초기 비행에서는 조절을 수행하지만 비행 경험을 축적한 9회 비행 이후부터는 blowdown 방식을 사용하였다.
성능/효과
LOX 탱크 가압은 He을 사용하는 경우, Gaseous Oxygen(GOX)를 사용하는 경우가 있는 것으로 확인하였다. 그러나 연료로 RP-1, 산화제로 LOX를 사용하는 발사체 중 최근에 사용하고 있는 Atlas III는 He을 이용하고 있다.
결과적으로 상단 시스템으로 터보펌프식 추진 기관을 개발 목표로 설정하면 He 탱크가 극저온 추진제 탱크 내부로 들어간 시스템을 선정하고, 상단 시스템으로 가압식 추진기관을 개발 목표로 설정하면 He 탱크가 극저온 추진제 탱크 외부에 위치한 시스템을 선정하는 것이 국내 발사체 개발 로직상 최적의 시스템이 될 것이다.
자료 조사 결과, 연료 탱크 가압은 모두 불활성 가스인 He을 사용하고 압력 제어는 능동제어를 통해 정확한 조절이 가능하도록 구성하였다.
제어 시스템의 구성은 레귤레이터를 사용하는 경우, 제어 밸브를 사용하는 경우, 솔밸브-오리피스 병렬 구조를 사용하는 경우 등 특별히 선호되는 시스템 없이 각 국에 따라 시스템이 달리 구성되었음을 확인하였다.
중량 비교 결과 He을 이용한 가압 시스템이 He과 GOX를 함께 이용하는 가압 시스템 구성보다 대략 150kg의 중량 이득이 있음을 확인하였다. 이것은 (b)의 경우가 (a)의 경우보다 필요 He량 및 가압 탱크의 중량이 작은데 비해 가압용으로 필요한 LOX 중량이 월등히 많기 때문이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
발사체 추진기관의 구성은?
발사체 추진기관은 추진제 탱크, 가압시스템, 추진제 충전/배출 시스템, 밸브 구동 시스템, 퍼지 시스템 등으로 구성되어 있다. 이 중에서 가압시스템은 온보드 실시간 제어 시스템을 포함하는 유일한 시스템으로 가장 중요한 서브시스템이다.
추진제 탱크 가압 시스템은 무엇인가?
이 중 추진제 탱크 가압 시스템은 비행시 추진제 탱크 압력을 일정 범위에서 제어하거나 정해진 압력 궤적에 맞추어 제어를 수행하는 것으로 추진제 공급 시스템 중 능동적으로 작동하는 유일한 시스템이다. 또한 단별 추진제별 각국의 특성별로 가장 다양한 방식의 시스템이 개발되어 있는 시스템이다.
참고문헌 (13)
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유병일, V.A. Bershadskiy, 김상헌, 이정호, 김용욱, 오승협, "액화산소(LOX) 오염으로 인한 추진기관 사고발생 저감방법에 대한 연구," KIGAS, vol.10, no.4, Dec., 2006.
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