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문제 정의
- 또한 분출냉각에 적용되는 내열금속, 다공질 세라믹스 및 탄소복합재료의 국내·외 개발동향에 대해서도 살펴보았다.
- 본 논문에서는 가스터빈, 액체로켓, 극초음속 비행체 엔진을 위한 분출냉각의 근래 연구동향 및 적용사례를 조사/분석하였다. 또한 분출냉각에 적용되는 내열금속, 다공질 세라믹스 및 탄소복합재료의 국내·외 개발동향에 대해서도 살펴보았다.
제안 방법
- 10은 LamilloyⓇ 구조물이 적용된 미국 Allison사의 TF41 터보팬 엔진용 통형(can type) 연소기 형상을 보여주며, 이는 기 개발된 막냉각 연소기에서 내부 막냉각 라이너를 LamilloyⓇ 구조물로 교체하여 제작한 것이다[19]. LamilloyⓇ를 적용한 연소기로 약 1000시간 엔진 운용수명 (service life)을 모사하는 526시간 가속임무시험 (Accelerated Mission Test, AMT)을 수행하였다. 여기서, 1회의 AMT는 15개 블록으로 구성되며 1개 블록은 20회 비행 사이클(43시간/사이클), 4회 엔진시동 사이클(10.
- NASA의 차세대 발사체용 탄화수소계 TR107액체로켓 엔진 개발에 기존에 널리 사용되는 연소실 막냉각 대신에 분출냉각 적용을 통해 소요되는 냉각재를 줄임으로써 부스터 최대 추력을 4000~5000lbm 증가, 엔진 Isp를 2~3% 증가시킬 수 있다는 결론을 내리고 LamilloyⓇ 준 분출냉각에 대한 연구를 AFRL, LibertyWorks 및 Northrop Grumman Space Technology(NGST) 공동으로 수행하였다[20]. 이는 고온 연소가스 환경에서 액체로켓을 이용하여 LamilloyⓇ 냉각기술을 평가하는 최초 연구로서, 연소실 압력 370~670 psig에서 4~15 Btu/in2/s의 열유속을 생성하는 Fig.
- 14에서 보듯이 토출되는 거품막을 이용한 냉각유량 가시화 시험을 수행하였다. 그리고 액체로켓 환경 하에서 다공질 세라믹스 연소실이 열응력을 지탱하는지 확인하기 위해 NASA Glenn Research Center의 Cell-22 액체로켓시험장에서 액체로켓 연소시험을 수행하였다.
- 그리고 냉각재로는 흡열연료를 사용하였고 냉각채널 내에서 연료의 열분해(pyrolysis) 및 열·물질전달이 고려되었다. 본 해석결과는 벽면과 냉각공기 온도에 대해 CFD-ACE 상용코드의 2차원 해석결과와 비교하였으며, 또한 냉각채널 출구에서 혼합물의 성분에 대해 실험결과와 비교하였다. 이런 일련의 검증을 통해 본 RESPIRE 해석코드는 극초음속 엔진 냉각채널 예비 설계용 도구로 적절함을 확인 하였다.
- 11과 같은 축소형 연소실을 이용하여 AFRL EC-1 시험시설에서 연소시험을 실시하였다. 엔진 추진제로는 기체 산소와 RP-1 케로신계 연료를, 분출냉각용 냉각재로는 3종류 즉, 기체 질소, 물 및 RP-1 연료를 각각 적용하여 냉각성능을 비교하였다. 총 46회의 연소시험을 통해 고온 벽면온도가 연소실 하류방향으로 갈수록 급격히 떨어지는 것을 확인하였으며, LamilloyⓇ 구조물이 액체로켓 엔진용 분출냉각을 위한 유용한 재료가 될 수 있다는 가능성을 확인하였다.
- 연소실 내·외부 라이너에 각각 3개의 열전대를 부착하여 연소시험 동안 온도를 측정하였으며 LamilloyⓇ의 경우 용접부위에 부착하였고 측정위치는 Fig. 7과 같다.
- 준 분출냉각에 대한 연구를 AFRL, LibertyWorks 및 Northrop Grumman Space Technology(NGST) 공동으로 수행하였다[20]. 이는 고온 연소가스 환경에서 액체로켓을 이용하여 LamilloyⓇ 냉각기술을 평가하는 최초 연구로서, 연소실 압력 370~670 psig에서 4~15 Btu/in2/s의 열유속을 생성하는 Fig. 11과 같은 축소형 연소실을 이용하여 AFRL EC-1 시험시설에서 연소시험을 실시하였다. 엔진 추진제로는 기체 산소와 RP-1 케로신계 연료를, 분출냉각용 냉각재로는 3종류 즉, 기체 질소, 물 및 RP-1 연료를 각각 적용하여 냉각성능을 비교하였다.
- 이들 튜브 속을 흐르는 냉각재로는 극저온 액체수소(LH2) 대신에 상온 헬륨가스가 사용되었고, 튜브 외부에서 아르곤 아크 램프로 최대 60kW 열원(튜브 외부면에서 복사열유속 약 627W/cm2)을 가하면서 튜브 내·외부 면의 온도, 헬륨의 압력과 유량 그리고 튜브 외부면에 가해지는 열유속을 측정하였다.
대상 데이터
- (b)의 LamilloyⓇ는 0.508mm(0.02'') 두께의 3개 층으로된 Haynes 188이 사용되었다.
- 21과 22는 액체로켓의 연소실 분출냉각을 위해 독일에서 개발된 C/C 복합재 라이너 및 C/C 미세 조직도를 각각 보여준다[27,42]. C/C 복합재료의 프리폼으로는 저밀도 2차원 직물(2D fabric)이 사용되었다. 복합재료의 기공도(porosity) 는 사용되는 Precursor, Fiber 함량 등에 따라 조정되지만 개발 초기(2000~2005년)에는 15~25%의 기공도를 가지도록 하였으나, 다공질 소재내에서의 낮은 압력차로 인해 문제가 발생하여 그 후 폴리머 수지 재함침(re-infiltration) 및 재탄화 (re-pyrolization) 공정 추가로 약 7.
- 그리고 냉각재로는 흡열연료를 사용하였고 냉각채널 내에서 연료의 열분해(pyrolysis) 및 열·물질전달이 고려되었다.
- 13에서 보듯이 다공질 벽면(porous wall)은 2개 층으로 된 다공질 세라믹스 재료 즉, 내부 라이너와 내열 경량 폼 코어로 구성되어 있으며, 내부 라이너는 25%의 기공도(porosity)를, 중간층 폼코어는 50%의 기공도를 유지하였다. 다공질 세라믹스 재료로는 몰리브덴 또는 실리콘 카바이드(Si-C)가 적용되었다. 그리고 연소실 내면 반경은 15cm, 다공질 벽면 두께는 6cm, 내부 라이너 두께는 다공질 벽면 총 두께의 20%이었다.
- 그리고 연소실 내면 반경은 15cm, 다공질 벽면 두께는 6cm, 내부 라이너 두께는 다공질 벽면 총 두께의 20%이었다. 또한 냉각재로는 초임계 수소 (supercritical hydrogen) 가 사용되었다.
- 본 실험에서 사용된 분출냉각 재료로는 1.5μm, 3μm 및 5μm 기공을 지닌 3개의 다공질 원형 튜브(직경 19mm) 및 LamilloyⓇ 형상을 가진 사각형 튜브이었다.
성능/효과
- 2) 분출냉각은 공기흡입 엔진에 널리 적용되고 있는 막냉각에 비해 제작비용은 상대적으로 높지만 적은 량의 냉각공기 소요로 냉각 효율측면에서 상당히 유리하다. 따라서 국내에서도 향후 고성능 엔진 개발에 대비하여 분출냉각과 관련된 열·구조 설계/해석/시험 및 관련 소재(초내열 합금, 다공질 세라믹스 등)와 다층구조물의 제작공정 개발에 대한 연구가 요구된다.
- C/C 복합재료를 적용한 분출냉각 연소실의 건전성을 판단하기 위해 DRL에 보유한 P8 시험대에서 연소실 압력 6~8MPa, 질량유량 6kg/s, 연소시간 50~60초로 총 19회의 연소시험을 수행하여, 양호한 냉각특성을 가짐을 입증하였다. 이때 약 4%의 냉각유량으로 C/C 벽면온도는 1200oK를 초과하지 않았다.
- 본 시험은 전반적으로 성공리에 완료되었고 시험 후 LamilloyⓇ 구조물에서 크랙, 굽힘, 재료 산화(oxidation) 현상은 발견되지 않았다. 그리고 냉각공기 유량은 막냉각에 비해 60% 감소되어 냉각효율 측면에서도 우수함을 확인하였다.
- 즉, 연료분사로부터 19cm와 20cm 위치에서 연소가스 출구온도가 1719oK에서 2215oK로 높아짐에 따라 LamilloyⓇ외부 라이너 온도는 110oK 증가한 반면에, 연소가스 온도가 1699oK에서 2188oK로 높아진 StepLouver의 경우 외부 라이너 온도는 220oK 증가하였다. 따라서 가혹한 열적 조건하에서 LamilloyⓇ의 냉각 성능이 우수함을 확인할 수 있었다. 그리고 LamilloyⓇ의 경우 엔진 연소시험 동안에 판재층의 분리 또는 크랙이 발생하거나 연소가스내 산화물질이 냉각공기 유로를 막는 현상 등의 특이한 결함은 발견되지 않았다.
- 독일(ITLR 및 DLR)과 네덜란드(ESA-ESTEC)에서는 스크램제트 엔진을 위한 분출냉각용 소재로 C/C(기공도 11%) 복합재료를 적용하여 초음속 유동장 하에서 연소시험을 수행하였다[33]. 본 시험 조건은 전온도 1060oK, 마하수 2.1이고 냉각재로는 공기, 아르곤, 헬륨이 사용되었으며, 시험 결과는 1차원 열평형 모델로 계산된 수치해와 잘 일치하였다.
- 5시간/사이클), 1회 지상 사이클(2시간/사이클)로 되어 있다. 본 시험은 전반적으로 성공리에 완료되었고 시험 후 LamilloyⓇ 구조물에서 크랙, 굽힘, 재료 산화(oxidation) 현상은 발견되지 않았다. 그리고 냉각공기 유량은 막냉각에 비해 60% 감소되어 냉각효율 측면에서도 우수함을 확인하였다.
- 본 실험에서는 아르곤 아크 램프의 열량과 헬륨가스의 유량을 변화시키면서 튜브 내·외부면의 온도와 냉각효율을 비교하였으며, 이를 통해 분출냉각이 극초음속 엔진과 같이 큰 열량을 받는 벽면을 냉각하는데 있어 효과적인 냉각방안임을 확인하였다.
- 그리고 LamilloyⓇ의 경우 엔진 연소시험 동안에 판재층의 분리 또는 크랙이 발생하거나 연소가스내 산화물질이 냉각공기 유로를 막는 현상 등의 특이한 결함은 발견되지 않았다. 이밖에도 LamilloyⓇ 적용에 따른 연소효율 및 패턴팩터(pattern factor) 변화는 Fig. 9와 같은데, 연공비(fuel-air ratio) 변화에 대해 연소효율은 변화가 없으나 패턴팩터는 낮은 연공비 영역에서 LamilloyⓇ가 Step-Louver보다 낮게 측정되어 LamilloyⓇ 적용이 연소기 운용측면에서 유리하다는 것이 확인되었다.
- 본 해석결과는 벽면과 냉각공기 온도에 대해 CFD-ACE 상용코드의 2차원 해석결과와 비교하였으며, 또한 냉각채널 출구에서 혼합물의 성분에 대해 실험결과와 비교하였다. 이런 일련의 검증을 통해 본 RESPIRE 해석코드는 극초음속 엔진 냉각채널 예비 설계용 도구로 적절함을 확인 하였다.
- 8(b)에서 보듯이 연소기 출구온도가 높아질수록 Step-Louver는 LamilloyⓇ 보다 라이너 온도가 높은 비율로 증가하였다. 즉, 연료분사로부터 19cm와 20cm 위치에서 연소가스 출구온도가 1719oK에서 2215oK로 높아짐에 따라 LamilloyⓇ외부 라이너 온도는 110oK 증가한 반면에, 연소가스 온도가 1699oK에서 2188oK로 높아진 StepLouver의 경우 외부 라이너 온도는 220oK 증가하였다. 따라서 가혹한 열적 조건하에서 LamilloyⓇ의 냉각 성능이 우수함을 확인할 수 있었다.
- 엔진 추진제로는 기체 산소와 RP-1 케로신계 연료를, 분출냉각용 냉각재로는 3종류 즉, 기체 질소, 물 및 RP-1 연료를 각각 적용하여 냉각성능을 비교하였다. 총 46회의 연소시험을 통해 고온 벽면온도가 연소실 하류방향으로 갈수록 급격히 떨어지는 것을 확인하였으며, LamilloyⓇ 구조물이 액체로켓 엔진용 분출냉각을 위한 유용한 재료가 될 수 있다는 가능성을 확인하였다.
후속연구
- 그러나 분출냉각에 적용하기 위해서는 적절한 기공도뿐만 아니라 내열·구조성능을 지내야하므로 이에 대한 복합재료 공정 연구가 요구된다.
- 따라서 국내에서도 향후 고성능 엔진 개발에 대비하여 분출냉각과 관련된 열·구조 설계/해석/시험 및 관련 소재(초내열 합금, 다공질 세라믹스 등)와 다층구조물의 제작공정 개발에 대한 연구가 요구된다.
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