[논문]나로호 비행시험을 통한 화염유도로의 온도 및 압력 측정

정일형; 문경록; 강선일; 안재철; 라승호

doi:10.5139/jksas.2011.39.4.378

나로호 비행시험을 통한 화염유도로의 온도 및 압력 측정
Temperature and Pressure Measurement on the Flame Deflector during KSLV-I Flight Tests 원문보기

한국항공우주학회지 = Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, v.39 no.4, 2011년, pp.378 - 384

정일형 (한국항공우주연구원 발사대개발팀) , 문경록 (한국항공우주연구원 발사대개발팀) , 강선일 (한국항공우주연구원 발사대개발팀) , 안재철 (한국항공우주연구원 발사대개발팀) , 라승호 (한국항공우주연구원 발사대개발팀)

초록
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나로호 비행시험 동안 화염의 특성과 이로 인한 발사대의 영향을 측정하기 위해서 발사패드 및 화염유도로에 다양한 센서들을 설치하였고, 파라미터 측정시스템은 이러한 비행시험 데이터를 수집을 담당하고 있다. 측정 시스템 구성과 센서 위치 및 데이터 수집절차와 같은 측정 방법론을 논문에 기술하였다. 그리고 본 논문에서는 1차와 2차 비행 시험 데이터를 비교하였고, 측정 데이터 특성에 대해서 설명하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

During the flight test of KSLV-I, various sensors are installed in the launch pad and the flame deflector to measure the flame characteristics and their influences on the launch complex when a launch vehicle lifts off. Parameter Measurement System is responsible for acquiring the above flight test data. The measurement methodology such as the configuration of measurement system, sensor locations and data acquisition procedures are presented. And this paper compares and explains the characteristics of data sets measured during two flight tests.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

본 논문에서는 나로호의 1차 및 2차 비행시험에서 지상장비 파라미터 측정시스템을 이용한 화염유도로 온도 및 압력 측정 과정과 결과를 기술하였다. 같은 측정 지점에서의 1차와 2차의 비행시험 결과는 대부분 비슷한 경향으로 측정 되었으며, 각 측정 지점 별로 구조물 온도의 반응보다 유동 압력과 유동 온도의 응답이 먼저 측정되었고, 물 분사 노즐 밑의 반응 속도가 가장 빨랐다.
본 논문에서는 지상장비 파라미터측정 시스템의 구성을 소개하였고, 가장 중요한 측정 지점인 화염유도로의 센서 설치 현황 및 측정 목적을 설명 하였다. 1차 및 2차 비행시험을 통하여 화염유도로에서 실제 측정한 데이터를 발사체 이륙시간을 중심으로 시간을 재 정렬하여 각 비행 시험 시 측정한 온도 및 압력 값을 상호 비교하였다.

제안 방법

본 논문에서는 지상장비 파라미터측정 시스템의 구성을 소개하였고, 가장 중요한 측정 지점인 화염유도로의 센서 설치 현황 및 측정 목적을 설명 하였다. 1차 및 2차 비행시험을 통하여 화염유도로에서 실제 측정한 데이터를 발사체 이륙시간을 중심으로 시간을 재 정렬하여 각 비행 시험 시 측정한 온도 및 압력 값을 상호 비교하였다. 또한 측정 위치별로 각 파라미터의 시간대에 따른 측정 경향 및 특징을 설명하였으며, 결과값을 바탕으로 발사체 이륙 초기에 회피 기동에 따른 화염유도로의 영향을 고찰하였다.
다종 센서들로부터 측정한 압력 데이터는 일괄적인 비교를 위해서 초기 기준점을 0으로 후처리하였으며, 특히 표 1의 절대 압력 센서는 잡음 성분 제거와 측정 경향을 분석하기 위해서 Savitzky-Golay Smoothing 방법을 적용하였다[6]. 1차 비행시험의 측정 결과와 2차 측정 결과를 그래프의 상단과 하단에 각각 표시하여 상호간 비교를 용이하게 하였다. 앞서 언급했듯이, 후류냉각시스템을 통한 냉각수는 이륙 -17초 전부터 분사되기 시작하였으며 -12초 이후부터는 900 liter/sec 이상의 유량이 약 15초 동안 분사되었다[2-3].
나로호의 비행시험은 2009년 8월 25일과 2010년 6월 10일 두 차례에 걸쳐서 수행 되었으며 17시 00분 0.115초와 17시 01분 0.320초에 각각 발사 이륙 신호를 수신하였다. 지상장비 파라미터 측정시스템은 명령에 따라 발사 -5분전부터 +3분까지 발사관제소에서 데이터 수집임무를 수행하였으며, 2대의 운용자 콘솔을 통해 미가공 및 가공 데이터를 저장하였다.
따라서 침수 우려가 높은 측정지점인 14, 17, 18번 센서는 발사 1주일 전에 설치한다. 동일한 측정 지점에 다종, 다수의 센서 설치 및 화염유도로와 간섭을 최소화하기 위해서 센서 고정 장치를 사용하며, 수분 유입 방지를 위해 센서의 커넥터와 센서 고정 장치 부분은 실링 처리하였다[2-3, 5].
1차 및 2차 비행시험을 통하여 화염유도로에서 실제 측정한 데이터를 발사체 이륙시간을 중심으로 시간을 재 정렬하여 각 비행 시험 시 측정한 온도 및 압력 값을 상호 비교하였다. 또한 측정 위치별로 각 파라미터의 시간대에 따른 측정 경향 및 특징을 설명하였으며, 결과값을 바탕으로 발사체 이륙 초기에 회피 기동에 따른 화염유도로의 영향을 고찰하였다.
본 논문에서는 1, 2차 비행 시험 결과 비교를 위해, 측정된 데이터를 모두 각각의 발사체 이륙시간을 기준으로 (0초) 정렬하였고, 발사체 엔진의 점화 영향과 이륙하여 발사대를 충분히 벗어나는 시간대를 포함하는 이륙 -2초부터 +8초까지의 데이터를 그래프에 도시하였다. 다종 센서들로부터 측정한 압력 데이터는 일괄적인 비교를 위해서 초기 기준점을 0으로 후처리하였으며, 특히 표 1의 절대 압력 센서는 잡음 성분 제거와 측정 경향을 분석하기 위해서 Savitzky-Golay Smoothing 방법을 적용하였다[6].
지상장비 파라미터측정시스템(TechnologicalEquipment of Parameter Measurement System)은 발사패드 및 화염유도로에서 발사체 연소 후류에 의한 지상장비의 영향과 중요 기계 장비의 동작 특성을 측정하기 위한 지상장비로서, 발사체 이륙 전 -5분부터 이륙 후 +3분까지 이륙 시 중요 파라미터라 할 수 있는 온도, 압력, 충격, 음압, 각도 등을 측정한다. 지상장비 파라미터 측정 시스템은 비행시험 전 다양한 시험 및 인증절차를 통하여 검증하였으며, 나로호 1차 비행시험과 2차 비행시험을 통하여 중요 파라미터를 수집하였다[5].
320초에 각각 발사 이륙 신호를 수신하였다. 지상장비 파라미터 측정시스템은 명령에 따라 발사 -5분전부터 +3분까지 발사관제소에서 데이터 수집임무를 수행하였으며, 2대의 운용자 콘솔을 통해 미가공 및 가공 데이터를 저장하였다.

대상 데이터

센서를 통하여 수집된 아날로그 정보는 데이터 수집 장치(DAS, Data Acquisition System)를 통하여 디지털 정보로 변환된다. 본 지상장비 파라미터 측정시스템은 센서와 데이터 수집 장치간 거리 및 센서 종류에 따라 총 4개의 모듈로 2개소에 설치하였다. 모든 데이터 수집 장치는 안정적인 데이터 전송을 위하여 이중화된 네트워크 포트를 지원하며, 이중화 라인을 통하여 운영자 콘솔로 동시에 동일한 데이터를 전송한다.

이론/모형

본 논문에서는 1, 2차 비행 시험 결과 비교를 위해, 측정된 데이터를 모두 각각의 발사체 이륙시간을 기준으로 (0초) 정렬하였고, 발사체 엔진의 점화 영향과 이륙하여 발사대를 충분히 벗어나는 시간대를 포함하는 이륙 -2초부터 +8초까지의 데이터를 그래프에 도시하였다. 다종 센서들로부터 측정한 압력 데이터는 일괄적인 비교를 위해서 초기 기준점을 0으로 후처리하였으며, 특히 표 1의 절대 압력 센서는 잡음 성분 제거와 측정 경향을 분석하기 위해서 Savitzky-Golay Smoothing 방법을 적용하였다[6]. 1차 비행시험의 측정 결과와 2차 측정 결과를 그래프의 상단과 하단에 각각 표시하여 상호간 비교를 용이하게 하였다.

성능/효과

본 논문에서는 나로호의 1차 및 2차 비행시험에서 지상장비 파라미터 측정시스템을 이용한 화염유도로 온도 및 압력 측정 과정과 결과를 기술하였다. 같은 측정 지점에서의 1차와 2차의 비행시험 결과는 대부분 비슷한 경향으로 측정 되었으며, 각 측정 지점 별로 구조물 온도의 반응보다 유동 압력과 유동 온도의 응답이 먼저 측정되었고, 물 분사 노즐 밑의 반응 속도가 가장 빨랐다. 발사체 노즐로부터 가까울수록 압력 및 온도가 높게 측정 되었으나, 발사체 노즐 바로 밑은 냉각수의 영향으로 다른 지역에 비해서 낮은 측정값을 보이고 있다.
이로 인한 두 번째 피크는 B구간인 약 +4초 시간대에 나타났으며 이때의 유동온도는 1차 비행 시험의 경우 1542K까지 올라갔다. 발사체 노즐로부터 가까울수록, 화염유도로 바닥에 가까울수록 높은 온도가 측정 되었으며, 따라서 왼쪽 벽면의 경우 19번의 측정 지점이 가장 높은 값을 보였다. 화염유도로의 왼쪽 측정지점은 대부분 비슷한 경향과 측정값을 보였으나, 2차 발사 때 19번 A 구간은 1차 발사 때보다 560K나 높은 값을 보였으며, 이륙 -0.
87초에 종료 되었다. 오른쪽 편향 현상 이후 이륙 +4초까지 연소후류의 왼쪽 편향 현상이 관찰 되었으며, 이 후 압력 및 온도 측정값이 감소하여 화염유도로 가연소후류의 직접적인 영향으로부터 벗어났음을 보여준다.
8초 사이에 48K의 구조물 온도 변화를 보였다. 화염유도로의 밑바닥의 온도 분포는 1차 발사의 경우 +2.96초에 14-TW에서 최대 934K까지 관찰되었고, 전반적으로 그림 7보다 높은 온도가 측정되어 냉각수에 의한 영향이 물 분사 노즐 밑보다 적었음을 보여 준다. 또한 구조물의 온도 변화는 유동 온도와 비교할 때, 이륙 +7초 이후에도 340K이상의 값을 유지하고 있어 상대적으로 완만한 감소 경향을 보여 주고 있다.
발사체 노즐로부터 가까울수록, 화염유도로 바닥에 가까울수록 높은 온도가 측정 되었으며, 따라서 왼쪽 벽면의 경우 19번의 측정 지점이 가장 높은 값을 보였다. 화염유도로의 왼쪽 측정지점은 대부분 비슷한 경향과 측정값을 보였으나, 2차 발사 때 19번 A 구간은 1차 발사 때보다 560K나 높은 값을 보였으며, 이륙 -0.33초인 D구간에서 잠시 온도의 상승이 주춤하는 현상은 특이한 현상이라 할 수 있겠다.

후속연구

전산유체해석결과와 본 논문의 연구 내용을 연계하는 추가 연구가 진행 되면, 연소후류로 인한 화염유도로 내부 유동 현상에 대한 이해와 냉각 분사에 의한 화염유도로 온도저감 효과 분석이 가능할 것이다. 본 측정 결과는 추후 한국형발사체를 위한발사대 및 관련 시험 설비를 국내기술로 개발하기 위한 기초 자료로 사용될 것이다.
아울러 본 논문의 연구내용을 토대로 전산유체해석기법을 이용한 화염유도로 유동해석이 진행 중이다. 전산유체해석결과와 본 논문의 연구 내용을 연계하는 추가 연구가 진행 되면, 연소후류로 인한 화염유도로 내부 유동 현상에 대한 이해와 냉각 분사에 의한 화염유도로 온도저감 효과 분석이 가능할 것이다. 본 측정 결과는 추후 한국형발사체를 위한발사대 및 관련 시험 설비를 국내기술로 개발하기 위한 기초 자료로 사용될 것이다.
한국항공우주연구원에서는 나로호 3차 비행시험을 계획하고 있으며, 3차 비행시험이 수행되면 본 논문의 연구내용에 대해 재차 확인하는 계기가 될 수 있을 것이다. 아울러 본 논문의 연구내용을 토대로 전산유체해석기법을 이용한 화염유도로 유동해석이 진행 중이다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	나로호 비행시험 동안 무엇을 측정하기 위해 발사패드 및 화염유도로에 다양한 센서들을 설치하였는가?	나로호 비행시험 동안 화염의 특성과 이로 인한 발사대의 영향을 측정하기 위해서 발사패드 및 화염유도로에 다양한 센서들을 설치하였고, 파라미터 측정시스템은 이러한 비행시험 데이터를 수집을 담당하고 있다. 측정 시스템 구성과 센서 위치 및 데이터 수집절차와 같은 측정 방법론을 논문에 기술하였다.
	비행 전 다양한 시험 및 인증 절차를 통해 검증하는 지상장비 파라미터 측정 시스템이란 무엇인가?	지상장비 파라미터측정시스템(TechnologicalEquipment of Parameter Measurement System)은 발사패드 및 화염유도로에서 발사체 연소 후류에 의한 지상장비의 영향과 중요 기계 장비의 동작 특성을 측정하기 위한 지상장비로서, 발사체 이륙 전 -5분부터 이륙 후 +3분까지 이륙 시 중요 파라미터라 할 수 있는 온도, 압력, 충격, 음압, 각도 등을 측정한다. 지상장비 파라미터 측정 시스템은 비행시험 전 다양한 시험 및 인증절차를 통하여 검증하였으며, 나로호 1차 비행시험과 2차 비행시험을 통하여 중요 파라미터를 수집하였다[5].
	나로호는 이륙 후 발사체에서 분출되는 연소후류가 발사대에 손상을 주는 것을 최소화하기 위해 어떻게 하는가?	이후 발사체는 주 추력 단계(Main Thrust Stage)를 거쳐 발사패드의 중앙기준점(0점)으로부터 20~30mm상승하면서, 이륙 신호(LoC, Lift-Off Contact) 발생과 함께 지상에 있는 엄비리컬 장치가 발사체와 분리되게 된다. 나로호는 이륙 후 발사체에서 분출되는 연소후류가 발사대에 손상을 주는 것을 최소화하기 위해 회피 기동을 수행하며, 이륙 직후부터 이륙 +14초까지 1단 엔진의 노즐 방향을 틀어서 연소 후류의 진행 방향을 바꾸게 된다[1-3].

참고문헌 (6)

KSLV-I 설계 자료, 한국항공우주연구원.
KSLV-I 1차 비행시험 보고서, 한국항공우주연구원.
KSLV-I 2차 비행시험 보고서, 한국항공우주연구원.
김현중, 유석진, 임하영, 우유철, “액체로켓엔진 연소가스 냉각에 관한 실험적 연구” 한국추진공학회 춘계학술대회, 2003, pp. 266-269.
정일형, 문경록, 라승호, “지상장비 파라미터 측정시스템 구축 및 성능 시험” 한국항공우주학회 추계학술발표회 논문집, 2010, pp. 1476-1479.
A. Savitzky and M. J. E. Golay, “Smoothing and Differentiation of Data by Simplified Least Squares Procedures” Analytical Chemistry, Vol. 36, No 8, 1964, pp. 1627-1639.

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표제어: PCR

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용어 설명 출처 목록 (6)

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