본 논문에서는 나로호 질소가스 추력기시스템에 대한 자세제어기 설계 과정과 종합성능 시험에 대해 다루고 있다. 발사체의 비행 안정성을 보장하도록 추력기 자세제어기 설계를 수행하는 데 있어서 반드시 고려해야 할 주요 사항들에 대해 살펴보고 관계식을 제시하였다. 나로호 질소가스추력기 시스템에 대한 시스템레벨 종합성능시험을 위한 시험구성과 시험조건 등을 정리하였고, 성능시험 데이터로부터 추력기 시스템의 가스 소모량, 추력, 시간 지연, 비추력 특성 등의 운용 성능과 추력기 자세제어기의 비행 적합성 평가가 가능함을 보였다. 최종적으로, 1차 비행시험 결과를 통해, 나로호 탑재 추력기 자세제어시스템이 충분한 안정성 여유을 가지고 정상적으로 동작하였음을 보였다.
본 논문에서는 나로호 질소가스 추력기시스템에 대한 자세제어기 설계 과정과 종합성능 시험에 대해 다루고 있다. 발사체의 비행 안정성을 보장하도록 추력기 자세제어기 설계를 수행하는 데 있어서 반드시 고려해야 할 주요 사항들에 대해 살펴보고 관계식을 제시하였다. 나로호 질소가스추력기 시스템에 대한 시스템레벨 종합성능시험을 위한 시험구성과 시험조건 등을 정리하였고, 성능시험 데이터로부터 추력기 시스템의 가스 소모량, 추력, 시간 지연, 비추력 특성 등의 운용 성능과 추력기 자세제어기의 비행 적합성 평가가 가능함을 보였다. 최종적으로, 1차 비행시험 결과를 통해, 나로호 탑재 추력기 자세제어시스템이 충분한 안정성 여유을 가지고 정상적으로 동작하였음을 보였다.
This paper deals with attitude controller design and integrated performance tests on the nitrogen gas reaction control system of KSLV-I. Some major factors which are necessarily required in designing a stabilizing controller of reaction control system are investigated, and the corresponding equation...
This paper deals with attitude controller design and integrated performance tests on the nitrogen gas reaction control system of KSLV-I. Some major factors which are necessarily required in designing a stabilizing controller of reaction control system are investigated, and the corresponding equations are given. Experimental configurations and test conditions for system level integrated performance tests of the KSLV-I nitrogen gas reaction control system are summarized. It is shown that, based on the experimental data, operational performances of nitrogen gas reaction control system can be analyzed in terms of gas consumption, thrusting force, time delay, and specific impulse. It is also shown that a conformance of the controller to flight can be evaluated. Finally the onboard controller of KSLV-I reaction control system is shown to perform normally with enough stability margin via the first flight test result.
This paper deals with attitude controller design and integrated performance tests on the nitrogen gas reaction control system of KSLV-I. Some major factors which are necessarily required in designing a stabilizing controller of reaction control system are investigated, and the corresponding equations are given. Experimental configurations and test conditions for system level integrated performance tests of the KSLV-I nitrogen gas reaction control system are summarized. It is shown that, based on the experimental data, operational performances of nitrogen gas reaction control system can be analyzed in terms of gas consumption, thrusting force, time delay, and specific impulse. It is also shown that a conformance of the controller to flight can be evaluated. Finally the onboard controller of KSLV-I reaction control system is shown to perform normally with enough stability margin via the first flight test result.
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문제 정의
데드밴드 하한치의 6배 이상이 되도록 데드밴드 설계가 이루어져야 한다는 조건은 시간지연마진을 충분히 확보하기 위한 목적으로 포함되었다. 나로호 2단부의 비행구간별 주요 시스템 파라미터와 제어기 설계 결과를 정리하면 표 1~2와 같다.
본 논문에서는 나로호 질소가스 추력기시스템에 대한 자세제어기 설계, 종합성능시험 방법 및 성능분석에 대해 다루었다. 발사체의 비행 안정성을 보장하도록 추력기 자세제어기 설계를 수행하는 데 있어서 반드시 고려해야 할 주요 사항들에 대해 살펴보고 관계식을 제시하였다. 나로호 질소가스 추력기시스템에 대한 시스템레벨 종합성능시험을 위한 시험구성과 시험조건 등을 정리하고, 종합성능시험 데이터로부터 추력기시스템의 가스 소모량, 추력, 시간지연, 비추력 특성 등의 운용 성능과 추력기 자세제어기의 비행 적합성 평가가 가능함을 보였다.
본 논문에서는 나로호 질소가스 추력기시스템에 대한 자세제어기 설계, 종합성능시험 방법 및 성능분석에 대해 다루었다. 발사체의 비행 안정성을 보장하도록 추력기 자세제어기 설계를 수행하는 데 있어서 반드시 고려해야 할 주요 사항들에 대해 살펴보고 관계식을 제시하였다.
이에, 본 논문에서는 나로호 2단부 3축 자세제어용 질소가스 추력기시스템에 대한 자세제어기 설계, 시스템레벨 종합성능시험 방법, 성능분석 방법 및 개략적인 결과 등에 대해 정리하고자 한다. 아울러 비행용 추력기시스템에 대한 성능 분석 결과를 제시하고자 한다.
안정성 감소 조건은 추력기의 제어모멘트가 정상조건 대비 커지는 경우에 해당하는 것으로 리미트사이클의 안정적인 운용성능 파악을 목적으로 수행되며, 연료소모 증가 조건은 분리이벤트 및 킥모터 연소전후의 외란이 예상보다 크거나 예기치 않은 외란이 존재하더라도 추력기를 이용한 자세제어가 가능한지를 살펴보는 것이 주 목적이 된다. 3-σ 조건은 99.
이에, 본 논문에서는 나로호 2단부 3축 자세제어용 질소가스 추력기시스템에 대한 자세제어기 설계, 시스템레벨 종합성능시험 방법, 성능분석 방법 및 개략적인 결과 등에 대해 정리하고자 한다. 아울러 비행용 추력기시스템에 대한 성능 분석 결과를 제시하고자 한다.
가설 설정
여기서, Z0, Zf는 질소가스 압축인자로서 압력과 온도의 함수로 주어지는 값이며, 가스탱크의 부피 Vtank는 74.8 리터로서 압력 및 온도에 따라 부피 변동이 거의 없는 것으로 가정하였다. 일반적으로, 고압으로 가스를 충전한 직후에는 탱크의 온도가 상승하게 되며 시간이 지나면서 서서히 상온으로 돌아가는 천이 구간이 존재하게 된다.
이 조건들은 질소가스 탑재량 기준으로 수용 가능한 추력기 작동시간 비율, 다른 운동 모드와 커플되지 않도록 하는 리미트사이클 주파수 특성, 및 위성분리시 요구되는 발사체 자세오차 요구조건 등을 토대로 설정되었다. 추력기 시간지연은 최대 50 msec 로 가정하였다.
제안 방법
나로호 2단부 질소가스 추력기시스템의 비행 성능을 예측하고 자세제어기의 설계 성능을 검증하기 위해 종합성능시험을 수행하였다. 질소가스 추력기시스템에 대한 종합성능시험은 발사체 실시간모의시험(HILS 시험)과 연계해서 이루어지게 되는데, 질소가스 탱크의 충전상태 및 인터페이스 구성에 따라 방폭실 종합성능시험과 HILS실 종합성능시험으로 구분되어진다.
나로호 질소가스 추력기시스템의 경우, 1회의 종합성능시험에서 추력기 노즐의 총개폐 횟수가 수백번에 이르므로 모든 펄스에서의 시간지연 특성을 직접 관찰하기는 쉽지가 않으며 이에 자동분석툴을 이용해서 분석하였다. 전 시험구간에 대해 각 펄스에서의 시간지연 특성을 자동으로 분석한 후 한꺼번에 그림으로 나타내면 시간에 따른 시간지연 변동 특성을 그림 11과 같은 형태로 나타낼 수가 있다.
앞서의 고려사항을 토대로 나로호 2단부 질소가스 추력기시스템의 자세제어기 설계를 수행하였다. 먼저 위성분리 시점까지의 주요 설계 요구 조건을 정리하면 다음과 같다.
대상 데이터
설계 파라미터는 데드밴드 계수 D, 히스테레시스 계수 H, 각속도 궤환이득 KD 및 자세오차 포화함수 ∅s 의 네 가지이다.
성능/효과
그림 8~9는 나로호 추력기시스템 종합성능시험 데이터로부터 환산한 챔버압력 및 추력을 나타낸 것이다. 12개의 추력기 중에서 피치(+) 및 피치(-) 추력기에 대한 결과를 나타내고 있는데 챔버압이 초기 420 psi이던 것이 임무종료시에는 407 psi 까지 감소하였고 추력 또한 초기 22.2 N 정도이던 것이 21.5 N 까지 변하였음을 확인할 수 있다. 일정한 추력을 생성하기 위해서 압력조절기(regulator) 밸브를 사용하고는 있지만 배관 내의 가스 온도 및 압력이 계속적으로 변하기 때문에 최대 1 N 이내의 추력변동은 여전히 존재하게 된다.
21 kg 범위에서 변동됨을 알 수 있다. 3번의 시험이 종료되었을 때 탱크압력은 1,150 psi 까지 낮아지며 압력이 낮아짐에 따라 질소가스 압축인자 또한 작아지는 경향이 있음을 알 수 있다. 편의상 압축인자를 1로서 일정한 값으로 가정하게 되면 고압일수록 실제보다 많은 가스가 소모된 것으로 계산되는데 시험 1의 경우 25% 정도 차이나고 시험 2에서는 12%, 시험 3에서는 3.
나로호 2단부의 비행구간별 주요 시스템 파라미터와 제어기 설계 결과를 정리하면 표 1~2와 같다. 각 비행구간에서의 제어기 파라미터를 상수 형태로 설계하더라도 (제어기 파라미터에 대한 상세 정보는 자료 보안 문제로 인해 미포함) 각 비행구간에 해당하는 요구조건들을 모두 만족하고 있음을 확인할 수가 있다.
나로호 시험결과에 의하면, 질소가스 추력기 노즐의 시간지연이 20 msec 내외의 값을 가지는 것으로 나타나며 그 변동폭 또한 2～4 msec 범위로 크지 않고 비교적 균일한 개폐 성능을 보이고 있음을 확인할 수가 있다.
발사체의 비행 안정성을 보장하도록 추력기 자세제어기 설계를 수행하는 데 있어서 반드시 고려해야 할 주요 사항들에 대해 살펴보고 관계식을 제시하였다. 나로호 질소가스 추력기시스템에 대한 시스템레벨 종합성능시험을 위한 시험구성과 시험조건 등을 정리하고, 종합성능시험 데이터로부터 추력기시스템의 가스 소모량, 추력, 시간지연, 비추력 특성 등의 운용 성능과 추력기 자세제어기의 비행 적합성 평가가 가능함을 보였다. 최종적으로, 1차 비행시험 데이터를 통해, 나로호 탑재 추력기 자세제어시스템이 충분한 안정성 여유을 가지고 정상적으로 작동하였음을 보였다.
표 4의 가스 소모량 분석결과를 토대로 나로호 질소가스 추력기시스템의 비추력 특성을 분석하면 결과는 표 5와 같다. 시험조건에 따라 비추력 특성이 64.8～67.1 sec 범위에서 변동되며 전 시험상황을 고려한 평균적인 비추력 특성을 구하면 약 66.4 sec 수준임을 알 수가 있다. 비추력 성능이 정확하게 파악되면 발사체 6자유도 시뮬레이션 분석시 질소가스 소모량 계산 자체의 정확도가 높아질 수가 있으며 아울러 비행시간별 중량 정보 또한 보다 정밀하게 얻어질 수가 있다.
데드밴드 하한치가 OFF 시간지연요소에 비례해서 커지는 값임을 알 수가 있다. 즉, 설계된 데드밴드 변수 d 가 dlow에 비해 충분히 큰 값이라면 그만큼 OFF 시간지연에 대한 안정성 여유가 많이 확보 가능함을 의미하게 된다.
나로호 추력기시스템 종합성능시험 데이터로부터 분석한 가스 소모량 계산 사례를 정리하면 표 4와 같다. 초기 3,085 psi로 충전해서 연속적으로 3회의 시험을 수행한 결과인데, 각 시험조건에 따라 추력기 작동회수가 달라지게 되므로 가스 소모량이 일정하지 않고 2.35~4.21 kg 범위에서 변동됨을 알 수 있다. 3번의 시험이 종료되었을 때 탱크압력은 1,150 psi 까지 낮아지며 압력이 낮아짐에 따라 질소가스 압축인자 또한 작아지는 경향이 있음을 알 수 있다.
나로호 질소가스 추력기시스템에 대한 시스템레벨 종합성능시험을 위한 시험구성과 시험조건 등을 정리하고, 종합성능시험 데이터로부터 추력기시스템의 가스 소모량, 추력, 시간지연, 비추력 특성 등의 운용 성능과 추력기 자세제어기의 비행 적합성 평가가 가능함을 보였다. 최종적으로, 1차 비행시험 데이터를 통해, 나로호 탑재 추력기 자세제어시스템이 충분한 안정성 여유을 가지고 정상적으로 작동하였음을 보였다.
그림에서 점선은 개루프 시험결과이고 실선은 폐루프 시험 결과이다. 측정된 추력 레벨 및 추력기 시간지연 등이 설계 성능과 다소 다르기 때문에 개루프 성능과 정확히 일치하지는 않지만 자세오차, 각속도오차 및 리미트사이클 특성이 전반적으로 유사한 형태로 얻어졌고 자세제어 요구 성능 조건 또한 만족함을 확인할 수가 있다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
질소가스 추력기시스템에 대한 성능시험은 어떻게 대별되는가?
질소가스 추력기시스템에 대한 성능시험은 크게 단품레벨 시험과 시스템레벨 시험으로 구분할 수 있다. 단품레벨 시험에서는 추력기 각각에 대한 시간지연성능과 추력 및 비추력 성능을 평가할 수가 있고, 시스템레벨 시험에서는 탑재시스템과 동일한 연료탱크 및 가압시스템, 동일한 공압배관 환경하에서 가급적 비행시와 동일한 제어 명령으로 추력기를 구동시키면서 추력기시스템의 종합적인 성능을 평가하게 된다.
발사체 자세제어용 추력기시스템은 무엇이 많이 사용되고 있는가?
발사체 자세제어용 추력기시스템으로서 냉가스 방식이나 하이드라진 계열의 액체 추진제 방식이 많이 사용되고 있다[1]. 질소 냉가스 추력기시스템의 경우 액체 추진제 방식의 추력기에 비해 비추력이 낮은 편이므로 큰 추력을 필요로 하는 대형발사체 1단부나 긴 시간 동안 운용해야하는 발사체 상단에는 적용하기가 어렵지만 고고도에서 비교적 짧은 시간동안 운용되는 발사체 상단부 제어용으로서는 단순한 구조의 신뢰성 높은 추력기시스템으로서 여전히 활용도가 높은 편이다.
질소 냉가스 추력기시스템 활용의 예는 무엇이 있는가?
질소 냉가스 추력기시스템의 경우 액체 추진제 방식의 추력기에 비해 비추력이 낮은 편이므로 큰 추력을 필요로 하는 대형발사체 1단부나 긴 시간 동안 운용해야하는 발사체 상단에는 적용하기가 어렵지만 고고도에서 비교적 짧은 시간동안 운용되는 발사체 상단부 제어용으로서는 단순한 구조의 신뢰성 높은 추력기시스템으로서 여전히 활용도가 높은 편이다. 현재 미국의 Delta-II 발사체를 비롯한 여러 발사체의 상단부 자세제어용으로 사용되고 있고[2~3] 국내에서도 KSR-III 1단부 롤 자세제어용으로 사용된 바 있으며, 나로호 2단부 3축 자세 제어용(그림 1 참조)으로 적용되기도 하였다 [4~8]. 별도의 연소 과정을 필요로 하지 않고 친환경적인 연료이면서 다루기가 어렵지 않은 점, 국내 개발 기술을 보유하고 있는 점 등 여러 장점을 가지고 있기 때문에 후속 발사체 개발에 있어서도 계속적인 활용이 예상된다.
참고문헌 (8)
P. Erichsen, "Performance evaluation of spacecraft propulsion systems in relation to mission impulse requirements," Proceeding of Second European Spacecraft Propulsion Conference, ESA SP-398, May 1997.
Delta-II Payload Planners Guide, Boeing Company, October 2000.
Pegasus User's Guide, Orbital Science Corporation, August 2000.
선병찬, 최형돈, 조광래, "KSR-III 실시간모의 시험," 2003 한국항공우주학회 추계학술발표회, 2003년 11월, pp.1259-1262.
선병찬, 안재명, 최형돈, "우주발사체 추력기 시스템 자세제어설계," 제 5 회 우주발사체기술 심포지움, 2004년 5월 21일, pp.228-235.
박용규 외, "위성발사체 HILS 시험 환경 구축," 제 6 회 우주발사체기술 심포지움, 2005 년 4월 11일, pp.268-272.
선병찬, 박용규, "추력기를 이용한 우주비행체자세제어설계," 항공우주기술, 4권 1호, 2005 년 7월, pp.186-195.
Byung-Chan Sun, Yong-Kyu Park and Woong-Rae Roh, "Hardware In the Loop Tests for Upper Stage Control Systems of Korean Space Launch Vehicle" International Conference on Control, Automation and Systems 2007 in COEX, Seoul, Korea, Oct. 17-20, 2007.
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