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문제 정의
- 개념설계 또는 예비설계 단계에서 로켓엔진의 성능을 결정하는 파라미터는 엔진 사이클, 추진제 조합, 혼합비, 연소실 압력, 노즐목 면적, 확대비 등이다. 대다수의 로켓엔진 개발기관에서는 위 파라미터에 대한 엔진 성능을 예측하는 독자적인 해석프로그램을 가지고 있으며 본 문서에서는 문헌에 공개된 자료를 정리하여 관련 해석 도구 개발에 참고하고자 한다.
- 30톤급 액체로켓엔진에 대한 에너지 밸런스 해석을 수행하였다. 본 연구는 향후의 엔진 시험을 준비하는 차원에서 시험조건 설정을 목적으로 한다. 30톤급 엔진은 KSLV-I 사업(1)에서 로켓엔진 개발을 위하여 선행연구 대상이며 주요 서브시스템의 기술개발위주로 진행되었고 터보펌프와 가스발생기의 연계 시험(2)까지 수행되었다.
- 본 연구에서는 가스발생기 사이클을 적용한 액체로켓엔진의 시스템 해석을 위한 성능 해석 프로그램 개발 결과를 제시하고자 한다. Fig.
제안 방법
- 30톤급 액체로켓엔진에 대한 에너지 밸런스 해석을 수행하였다. 본 연구는 향후의 엔진 시험을 준비하는 차원에서 시험조건 설정을 목적으로 한다.
- 비추력 평가에 사용한 프로그램의 검증을 위하여 MC-1 엔진의 연구결과와 비교하여 적절한 결과를 주는 것을 확인하였다. 30톤급 액체로켓엔진의 추력 변화에 대한 연소압 및 추진제 유량 을 기존의 엔진 데이터베이스와 비교하였다. McHugh의 분류를 기준으로 판단할 때 연소압은 구식 설계를 약간 상회하는 수준이며 추진제를 케로신 계열로 제한하여 비교하면 고압화 개념이 적용된 것으로 볼 수 있다.
- 30톤급 엔진의 성능 평가를 위한 공칭조건은 기존에 수행되어 성능이 확인된 TP-GG (터보펌프와 가스발생기의 연계성능 측정을 위한 시제) 폐회로 시험조건(16)과 유사한 조건으로 설정하고자 한다. Table 3에 공칭조건을 나타내었다.
- Table 3에 공칭조건을 나타내었다. TP-GG 연계시험에 사용된 터보펌프 성능특성과 연소기 규격을 적용하여 해석한 결과를 시험결과와 비교하여 펌프 유량, 헤드 및 터빈 유량의 오차가 1% 수준이 되도록 프로그램을 보정하고 이를 이용하여 T1 (케로신계열의 연료)을 사용하였을 때의 엔진 정격조건을 계산하였다. 터보펌프의 작동 조건을 시험조건과 최대한 가깝게 RPM을 유지하고 연소기의 유량 및 혼합비 규격값을 적용하여 정격조건을 설정한 것으로 향후 엔진 시험의 정격조건이 될 것이다.
- 서브시스템의 성능은 개발 주체의 개발 능력에 따라 다르기 때문에 성능 모델의 정확성을 확인하기 위해서는 제작과 성능 시험이 이루어져야 한다. 본 연구에서 사용하는 성능 모델은 본 연구기관에 축적된 실험결과와 과거의 설계(15)를 기반으로 한 것이다. 연소기 노즐 목의 직경이 실제 개발된 엔진에 비하여 작게 평가되었다.
- 30톤급 엔진은 KSLV-I 사업(1)에서 로켓엔진 개발을 위하여 선행연구 대상이며 주요 서브시스템의 기술개발위주로 진행되었고 터보펌프와 가스발생기의 연계 시험(2)까지 수행되었다. 본 연구에서는 실험 수행 이전에 엔진 성능의 적정성을 평가하기 위하여 추력-연소압, 추력-추진제 유량 및 연소압-연료 압력 강하 관계를 기존의 연구결과와 비교하였다. 본 연구에서 사용한 해석방법에 대한 검증으로 기존 연구결과와 로켓엔진시스템의 성능해석 결과를 비교하였다.
- TP-GG 폐회로 연계시험은 연소기가 장착되지 않아 엔진의 시스템 성능은 확인할 수 없으므로 현 단계에서 엔진의 비추력 정확성은 검증할 수 없다. 본 연구에서는 연계시험과 유사한 조건을 갖기 위하여 저혼합비 연소가스의 물성보정(16)을 통하여 가스 발생기 유량을 맞추는 방법을 사용하였다. 전체 추진제 유량은 연소기의 추력과 연소효율에 따라 달라질 수 있으며, 본 연구에서는 전체 유량을 폐회로 시험결과와 같은 수준으로 맞춤으로써 터보펌프의 작동이 같은 조건에서 이루어지도록 하였다.
- 기존의 엔진과 시스템 레벨의 성능을 비교함으로써 설계가 적정한 것인지 확인할 수 있다. 본 연구에서는 추력-연소압, 추력-추진제 유량 및 연소압-연료 압력 강하 관계를 McHugh(6)의 연구결과와 비교하였다. McHugh(6)는 엔진의 크기, 무게, 추진제 유량, 터보펌프 압력 및 파워를 예측하기 위한 경험식을 제시하였다.
- 가스발생기 사이클과 스테이지 사이클 각각에 대하여 RP-1이나 CH4가 추진제로 사용되는 경우와 냉각수 유체로 RP-1, LH2, LCH4가 사용될 때의 조합을 고려하였고 터빈 구동 조건, 터빈 구동 가스의 혼합비 조합에 대한 선정 절차를 선보였다. 사이클 선정은 엔진 성능, 엔진 무게, 펌프 압력, 연소압, 혼합비, 터빈 온도, 탄화수소 연료 농후 조건용 터빈, 수소 연료 농후 조건의 터빈, 터보펌프의 IPS(InterPropellant Seal) 필요성, 냉각수 필요조건에 대하여 선호 조건을 판정하고 각 조건에 대한 가중치를 마련하여 최종적인 판단을 위한 정량화를 수행하였다.
- REDTOP-2는 다양한 형태의 엔진 구성에 대한 유로특성을 분석하고 터보펌프의 파워밸런스를 수행하여 주어진 연소압을 맞춘다. 이어서 엔진의 비추력, 엔진 무게, 엔진 개발비, 엔진의 안정성과 신뢰도를 평가한다.
- 본 연구에서는 연계시험과 유사한 조건을 갖기 위하여 저혼합비 연소가스의 물성보정(16)을 통하여 가스 발생기 유량을 맞추는 방법을 사용하였다. 전체 추진제 유량은 연소기의 추력과 연소효율에 따라 달라질 수 있으며, 본 연구에서는 전체 유량을 폐회로 시험결과와 같은 수준으로 맞춤으로써 터보펌프의 작동이 같은 조건에서 이루어지도록 하였다. 따라서 추진제 유량의 차이가 해석 방법의 정확성을 의미하지는 않는다.
- 2의 절차에 따라 수렴된 유량 조건을 구한다. 최초 계산 시 연소기 추력과 가스발생기 유량을 가정한 후 연소기 추력과 터빈배기노즐 추력의 합이 목표 추력이 될 때 까지 연소기의 추력을 수정하여 반복 계산한다. 매 반복 시, 가스발생기의 유량은 가압에 필요한 동력을 제공할 수 있도록 새롭게 계산되며 이에 해당하는 터빈배기노즐의 추력이 계산된다.
- SEQ를 사용한 해석(8)에서도 동일한 경향이 확인된다. 터보펌프와 연소기의 연소 효율이 확인되지 않아본 프로그램에서 가지고 있는 성능 모형을 사용하였으며 이 점에서 문헌과 차이가 있을 수 있다. 가스발생기 유량이 참고문헌에 비하여 많이 소요되는 것으로 미루어 터보펌프의 효율이 낮게 평가된 것으로 판단할 수 있다.
대상 데이터
- 본 연구는 향후의 엔진 시험을 준비하는 차원에서 시험조건 설정을 목적으로 한다. 30톤급 엔진은 KSLV-I 사업(1)에서 로켓엔진 개발을 위하여 선행연구 대상이며 주요 서브시스템의 기술개발위주로 진행되었고 터보펌프와 가스발생기의 연계 시험(2)까지 수행되었다. 본 연구에서는 실험 수행 이전에 엔진 성능의 적정성을 평가하기 위하여 추력-연소압, 추력-추진제 유량 및 연소압-연료 압력 강하 관계를 기존의 연구결과와 비교하였다.
- 은 다단연소(stage combustion) 사이클/가스발생기 사이클 선정 기준과 추진제 조합별로 성능을 제시하여 주어진 임무에 맞는 엔진 구성안을 선정할 수 있는 방법을 정리하였다. 가스발생기 사이클과 스테이지 사이클 각각에 대하여 RP-1이나 CH4가 추진제로 사용되는 경우와 냉각수 유체로 RP-1, LH2, LCH4가 사용될 때의 조합을 고려하였고 터빈 구동 조건, 터빈 구동 가스의 혼합비 조합에 대한 선정 절차를 선보였다. 사이클 선정은 엔진 성능, 엔진 무게, 펌프 압력, 연소압, 혼합비, 터빈 온도, 탄화수소 연료 농후 조건용 터빈, 수소 연료 농후 조건의 터빈, 터보펌프의 IPS(InterPropellant Seal) 필요성, 냉각수 필요조건에 대하여 선호 조건을 판정하고 각 조건에 대한 가중치를 마련하여 최종적인 판단을 위한 정량화를 수행하였다.
- 데이터베이스는 14개 엔진에 대하여 30개의 파라미터를 고려하고 있다. 대상 엔진은 HM7B, RL10A-3-3A, LE-5, S-4(MA-3), LR91, 5C, H-1, HM60, J-2, RS-27, LE-7, RL87, SSME, F-1이다. McHugh(6)의 연구에서 추력, 비추력, 연소압, 면적비, 혼합비, 엔진길이, 출구직경, 최대직경, 건조중량, 설계방식(최신/구식), 연소기 길이/직경/L*/중량/축소비, 분사기 차압/공급압력감소/유량, 펌프의 유량/압력/단수/효율, 터빈 단수/압력비/효율/파워, 가스발생기 유량/연소가스온도/연소압/혼합비의 관계를 제시하고 있다.
- 평가 모델은 기존의 엔진 데이터베이스에 근거를 두고 있으며 결과의 오차는 10-20%로 제시 하였다. 데이터베이스는 14개 엔진에 대하여 30개의 파라미터를 고려하고 있다.
- SCORES는 추진 시스템의 상충관계 분석 (trade-off study)을 위하여 엔진 시스템의 추력, 비추력을 제공한다. 설계 파라미터는 혼합비, 연소실 압력, 노즐목 면적, 확대비이다.
- 액체로켓엔진은 연소기, 터보펌프, 가스발생기, 엔진공급계 등으로 구성된다. 각각의 서브시스템 성능으로부터 엔진시스템의 성능을 예측할 수 있으며 최종적으로 실험을 통하여 검증하게 된다.
- 은 고추력 LOx/kerosene 엔진의 시스템 해석을 다루었다. 해석 대상 엔진은 MC-1엔진으로 가스발생기 사이클이며 저가형 엔진의 특징을 가지고 있다. 이들의 연구에서 엔진의 연소압, 가스 발생기 압력, 추력, 비추력을 재연하였다.
데이터처리
- 본 프로그램은 로켓 엔진의 개념설계에 필수적인 비추력 평가 기능을 가지고 있다. 계산 방법의 검증을 위하여 기존의 연구 결과와 비교하였다.
- 본 연구에서는 실험 수행 이전에 엔진 성능의 적정성을 평가하기 위하여 추력-연소압, 추력-추진제 유량 및 연소압-연료 압력 강하 관계를 기존의 연구결과와 비교하였다. 본 연구에서 사용한 해석방법에 대한 검증으로 기존 연구결과와 로켓엔진시스템의 성능해석 결과를 비교하였다.
이론/모형
- DLR에서 모듈화기법(5)을 적용하여 로켓엔진의 성능을 해석하였다. 이 방법은 복잡한 액체로켓 엔진을 사전에 정의된 부품 라이브러리를 이용하여 구성한다.
- 엔진 시스템의 성능 예측은 기존에 개발된 에너지 밸런스 해석을 통하여 수행된다. TP-GG 폐회로 연계시험은 연소기가 장착되지 않아 엔진의 시스템 성능은 확인할 수 없으므로 현 단계에서 엔진의 비추력 정확성은 검증할 수 없다.
성능/효과
- 연소압을 신식 설계와 구식 설계에 의한 구분이 아닌 연료의 함수로 구분한다면 본 연구에서 적용한 연소압은 F-1 엔진을 제외하고 가장 높은 수준으로 볼 수 있다. 따라서 본 연구의 설계는 엔진의 고압화가 최대한 적용된 것으로 결론 내릴 수 있다.
- 비추력이 400 이상인 경우는 수소엔진을 나타내며 400 미만의 경우는 RP-1이나 접촉발화성 연료를 사용한 경우이다. 본 연구에서 예측한 추력-유량 값은 합리적인 수준을 유지하고 있음이 확인된다.
- 비추력 평가에 사용한 프로그램의 검증을 위하여 MC-1 엔진의 연구결과와 비교하여 적절한 결과를 주는 것을 확인하였다. 30톤급 액체로켓엔진의 추력 변화에 대한 연소압 및 추진제 유량 을 기존의 엔진 데이터베이스와 비교하였다.
- 입력 조건은 추진제 종류와 엔진 추력으로 매우 단순하며 이로써 신규 엔진의 주요 규격을 추정한다. 평가 모델은 기존의 엔진 데이터베이스에 근거를 두고 있으며 결과의 오차는 10-20%로 제시 하였다. 데이터베이스는 14개 엔진에 대하여 30개의 파라미터를 고려하고 있다.
- 입력 조건은 추진제 종류와 엔진 추력으로 매우 단순하며 이로써 신규 엔진의 주요 규격을 추정한다. 평가 모델은 기존의 엔진 데이터베이스에 근거를 두고 있으며 결과의 오차는 10-20%로 제시 하였다. 데이터베이스는 14개 엔진에 대하여 30개의 파라미터를 고려하고 있다.
후속연구
- 엔진의 냉각 문제는 고압화의 가장 큰 문제가 되는데 수소는 고온에서 코킹 문제가 없고 비열이 커서 냉각성능이 케로신에 비하여 월등히 높기 때문에 엔진의 고압화에 적합하다. 연소압을 신식 설계와 구식 설계에 의한 구분이 아닌 연료의 함수로 구분한다면 본 연구에서 적용한 연소압은 F-1 엔진을 제외하고 가장 높은 수준으로 볼 수 있다. 따라서 본 연구의 설계는 엔진의 고압화가 최대한 적용된 것으로 결론 내릴 수 있다.
- TP-GG 연계시험에 사용된 터보펌프 성능특성과 연소기 규격을 적용하여 해석한 결과를 시험결과와 비교하여 펌프 유량, 헤드 및 터빈 유량의 오차가 1% 수준이 되도록 프로그램을 보정하고 이를 이용하여 T1 (케로신계열의 연료)을 사용하였을 때의 엔진 정격조건을 계산하였다. 터보펌프의 작동 조건을 시험조건과 최대한 가깝게 RPM을 유지하고 연소기의 유량 및 혼합비 규격값을 적용하여 정격조건을 설정한 것으로 향후 엔진 시험의 정격조건이 될 것이다.
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