우주발사체의 비행자세 3축 정밀제어를 위한 소형 액체로켓엔진의 펄스모드 응답특성 Pulse-mode Response Characteristics of a Small LRE for the Precise 3-axes Control of Flight Attitude in SLV원문보기논문타임라인
단일액체추진제 하이드라진 추력기는 간단한 구조, 우수한 추진제 저장성, 깨끗한 반응생성물 기체 등과 같은 장점으로 수많은 우주비행체의 궤도 및 자세제어시스템으로 적용되고 있다. 우주발사체의 자세제어시스템에 적용하기 위한 중형급 하이드라진 추력기가 설계 제작되었으며, 성능검증을 위해 수행된 개발모델 추력기의 지상연소시험 결과를 추력, 임펄스 비트, 그리고 엔진 구성품별 온도 및 압력 등을 통하여 제시한다. 개발모델 엔진은 매우 우수한 추력 응답성과 재현성을 보였고, 그 추력성능 효율은 이론설계치 대비 93% 이상임을 확인할 수 있었다.
단일액체추진제 하이드라진 추력기는 간단한 구조, 우수한 추진제 저장성, 깨끗한 반응생성물 기체 등과 같은 장점으로 수많은 우주비행체의 궤도 및 자세제어시스템으로 적용되고 있다. 우주발사체의 자세제어시스템에 적용하기 위한 중형급 하이드라진 추력기가 설계 제작되었으며, 성능검증을 위해 수행된 개발모델 추력기의 지상연소시험 결과를 추력, 임펄스 비트, 그리고 엔진 구성품별 온도 및 압력 등을 통하여 제시한다. 개발모델 엔진은 매우 우수한 추력 응답성과 재현성을 보였고, 그 추력성능 효율은 이론설계치 대비 93% 이상임을 확인할 수 있었다.
A liquid-monopropellant hydrazine thruster has several outstanding advantages such as relatively-simple structure, long/stable propellant storability, clean exhaust products, and so on. Therefore hydrazine thruster has such a wide application as orbit and attitude control system (ACS) for space vehi...
A liquid-monopropellant hydrazine thruster has several outstanding advantages such as relatively-simple structure, long/stable propellant storability, clean exhaust products, and so on. Therefore hydrazine thruster has such a wide application as orbit and attitude control system (ACS) for space vehicles. A hydrazine thruster with the medium-level thrust to be used in the ACS of space launch vehicles (SLV) has been developed, and its ground firing test result is presented in terms of thrust, impulse bit, temperature, and chamber pressure. It is verified through the performance test that the response and repeatability of thrust are very excellent, and the thrust efficiencies compared to its ideal requirement are larger than 93%.
A liquid-monopropellant hydrazine thruster has several outstanding advantages such as relatively-simple structure, long/stable propellant storability, clean exhaust products, and so on. Therefore hydrazine thruster has such a wide application as orbit and attitude control system (ACS) for space vehicles. A hydrazine thruster with the medium-level thrust to be used in the ACS of space launch vehicles (SLV) has been developed, and its ground firing test result is presented in terms of thrust, impulse bit, temperature, and chamber pressure. It is verified through the performance test that the response and repeatability of thrust are very excellent, and the thrust efficiencies compared to its ideal requirement are larger than 93%.
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문제 정의
본 연구에서는 우주비행체 자세제어용 추진시스템의 체계소요에 대비하여 하이드라진 추력기 및 그 요소 구성품에 대한 성능평가기술을 축적하고, 10~1,000 N 대역의 중·대형급 액체추력기 설계·개발 기술 구축[6-8]의 일환으로 수행된 70 N급 단일액체추진제 추력기 개발모델의 지상연소시험 결과를 제시한다.
제안 방법
개발시험용 추력기에서 발생하는 추력, 엔진 구성품별 온도, 압력 등과 같은 성능특성과 함께 엔진의 펄스모드 응답성능을 요약한다. 또, 분사압력별 추력수준을 정상상태 연소모드(steady-state firing mode, SSF)와 펄스조건에서 각각 비교하고, 이론설계치 대비 성능효율을 도출한다.
41 MPa (350 psia)에서 발생하는 추력 및 임펄스 비트 그리고 엔진 구성품별 온도, 압력 등과 같은 추력기 성능 매개변수들을 통하여 제시되었다. 또, 정상상태 연소모드 및 펄스모드에서의 추진제 공급압력별 추력성능이 비교되고, 이론계산 결과와의 비교를 통해 추력기의 성능을 검증하였다.
시험평가모델은 추력기 성능검증의 신뢰도 향상을 위해 각 구성품별로 압력, 온도 및 연소가스 조성 등의 성능변수를 측정할 수 있도록 설계·제작되었다. 또, 펄스모드 연소(pulse-mode firing, PMF)시 추진제 주입관으로의 침열(heat soak back)을 최소화하기 위하여, 일정길이 이상의 유로를 확보할 수 있도록 추진제 주입관을 설계하여 하이드라진의 자발발화를 방지하였다. 연소시험에 앞서 추진제 공급압력에 따른 유량 및 압력강하율을 설계규격과 부합시키기 위하여 추력기 상단조립체(head-end assembly, HEA: 열차폐관, 추진제 주입관, 인젝터)에 대한 수류시험을 수행하였다.
추력기 성능평가는 추진제 주입압력의 변화에 따라 정상상태 연소모드 및 펄스모드에 대해 수행되었다. 본 논문에서는 설계기준 추진제 공급압력인 2.41 MPa에서의 펄스모드 시험결과를 기술하기로 하며, 펄스주기는 5.0 s, 밸브구동신호(firing signal, FSIG)의 펄스 폭(electrical pulse width, EPW)은 0.5 s로 설정하였다. 최초로 시험되는 추력기는 촉매대의 구조적·화학적 안정화를 위한 burn-in 과정을 거친 후, 설정된 절차에 기초하여 연소시험을 수행한다.
수류시험은 추력실을 모사한 압력강하율 시험장치를 사용하여 추진제 공급유량과 압력손실율의 상관관계를 미세 조정하는 방식으로 진행되며, 설계규격 대비 최대오차 ±5% 이내의 성능구현이 가능한 HEA를 최종 제작하였다.
개발모델은 FCV 구동신호로부터 55 ms 그리고 60 ms 이후에 상·하단 챔버의 온도 변화가 시작되고, 밸브의 차폐(closing) 신호 이후 50 ms 이내에 반응이 종료되는 것을 확인하였다. 시험모델은 열구조적 안전성 확보를 위해 챔버 벽면의 두께를 보수적으로 설계함과 동시에 매개변수 연구(parametric study)가 가능하도록 플랜지 형식의 이음부를 추가로 구성하였다. 추력기 외표면의 경우 설계형상에 따른 열방출율 변화가 유발될 수 있으나, 본 연구에서는 추력실 내부 온도를 측정하였으므로 실제 비행모델과의 차이는 크지 않을 것으로 사료된다.
시험평가모델은 추력기 성능검증의 신뢰도 향상을 위해 각 구성품별로 압력, 온도 및 연소가스 조성 등의 성능변수를 측정할 수 있도록 설계·제작되었다.
또, 펄스모드 연소(pulse-mode firing, PMF)시 추진제 주입관으로의 침열(heat soak back)을 최소화하기 위하여, 일정길이 이상의 유로를 확보할 수 있도록 추진제 주입관을 설계하여 하이드라진의 자발발화를 방지하였다. 연소시험에 앞서 추진제 공급압력에 따른 유량 및 압력강하율을 설계규격과 부합시키기 위하여 추력기 상단조립체(head-end assembly, HEA: 열차폐관, 추진제 주입관, 인젝터)에 대한 수류시험을 수행하였다. 수류시험은 추력실을 모사한 압력강하율 시험장치를 사용하여 추진제 공급유량과 압력손실율의 상관관계를 미세 조정하는 방식으로 진행되며, 설계규격 대비 최대오차 ±5% 이내의 성능구현이 가능한 HEA를 최종 제작하였다.
우주비행체의 자세제어 시스템으로 사용되는 추력기의 경우 펄스모드에서의 응답특성과 재현성이 매우 중요하므로 개발엔진의 펄스 응답성을 확인하였다. 하부 추력실 압력을 기준으로 정리된 결과가 Fig.
진공추력 70 N급 하이드라진 추력기의 성능평가를 위한 지상연소시험이 수행되었다. 개발모델에 대한 펄스모드 시험평가 결과가 설계기준 압력인 2.
최초로 시험되는 추력기는 촉매대의 구조적·화학적 안정화를 위한 burn-in 과정을 거친 후, 설정된 절차에 기초하여 연소시험을 수행한다.
추력기 성능평가는 추진제 주입압력의 변화에 따라 정상상태 연소모드 및 펄스모드에 대해 수행되었다. 본 논문에서는 설계기준 추진제 공급압력인 2.
대상 데이터
개발모델은 고고도 혹은 우주공간에서의 운용을 위하여 노즐확대비는 50, 액체추진제 질량유량은 분사압력 2.41 MPa (350 psia)에서 29.2 g/s가 되도록 설계·제작되었으며, 목표추력은 정상상태 진공환경 기준 67 N (15 lbf) 이다.
5 wt% min) 하이드라진이 연소시험용 추진제로 사용되었다. 자체 구성한 데이터수집제어장치(data acquisition and control system, DACS)를 이용하여 시험설비를 구동하고, 추력, 추진제 공급유량, 압력, 온도 등의 데이터를 동시에 획득하였다.
성능검증 시험시, 추력기 노즐은 면적비 10의 지상연소시험용 노즐을 별도로 설계·제작하여 사용하였으며, 이는 대기환경조건 구동시 노즐 내부에서 발생될 수 있는 충격파 및 유동박리에 의해 손실되는 추력을 최소화하기 위함이다[9]. 추력실에는 이리듐/알루미나(Ir/Al2O3) 촉매가 충전되었으며, MIL-PRF-26536F[10]에 따른 순도 99.09 wt%의 단일추진제급(98.5 wt% min) 하이드라진이 연소시험용 추진제로 사용되었다. 자체 구성한 데이터수집제어장치(data acquisition and control system, DACS)를 이용하여 시험설비를 구동하고, 추력, 추진제 공급유량, 압력, 온도 등의 데이터를 동시에 획득하였다.
성능/효과
진공추력 70 N급 하이드라진 추력기의 성능평가를 위한 지상연소시험이 수행되었다. 개발모델에 대한 펄스모드 시험평가 결과가 설계기준 압력인 2.41 MPa (350 psia)에서 발생하는 추력 및 임펄스 비트 그리고 엔진 구성품별 온도, 압력 등과 같은 추력기 성능 매개변수들을 통하여 제시되었다. 또, 정상상태 연소모드 및 펄스모드에서의 추진제 공급압력별 추력성능이 비교되고, 이론계산 결과와의 비교를 통해 추력기의 성능을 검증하였다.
개발모델은 FCV 구동신호로부터 55 ms 그리고 60 ms 이후에 상·하단 챔버의 온도 변화가 시작되고, 밸브의 차폐(closing) 신호 이후 50 ms 이내에 반응이 종료되는 것을 확인하였다.
그 결과 상단·하단·노즐 챔버의 압력이 1.60, 1.41, 그리고 1.13 MPa로 각각 형성됨을 확인할 수 있으며, 최초 4~5회의 펄스주기를 지나면 그 경향과 크기가 매우 유사하게 반복되는 것이 그림에서 관찰된다.
시험에 사용된 엔진이 47 ms 전후의 우수한 응답성능을 확보한 것이 확인되었고, 추력기 상단조립체의 형상설계 또한 적절히 이루어졌음이 검증되었다. 연속모드 비추력의 경우 이론성능 대비 90%의 효율을 만족시키고, 93%에 이르는 추력효율 또한 확인할 수 있었다.
엔진의 평균 응답시간은 46.6 ms 이며 그 재현성 또한 매우 우수한(σ = 2.0 ms) 것을 확인할 수 있다.
시험에 사용된 엔진이 47 ms 전후의 우수한 응답성능을 확보한 것이 확인되었고, 추력기 상단조립체의 형상설계 또한 적절히 이루어졌음이 검증되었다. 연속모드 비추력의 경우 이론성능 대비 90%의 효율을 만족시키고, 93%에 이르는 추력효율 또한 확인할 수 있었다.
Table 4에 노즐 확대비가 1, 10, 그리고 50일 때의 이론 성능과 연속모드 시험결과를 비교한다. 연속모드 시험결과로부터 추력은 93%, 비추력은 90% 이상으로 추력기의 지상연소 이론성능을 만족시키는 것을 확인할 수 있다.
추진제 주입압력 2.41 MPa에서 67±5 N의 연속 작동모드 진공추력을 갖도록 설계한 본 추력기는 면적비 10의 노즐을 장착한 지상연소시험결과, 2.41 MPa에서 38.1 N의 평균 펄스추력을 발생시키는 것이 그림에서 확인되며 정상상태 추력의 90%까지 도달하는데 소요되는 시간은 65 ms 이하이다.
후속연구
FCV 또한 25~27℃ 사이를 유지하고 있는 것 등으로부터 HEA의 구조적 형상이 침열회피에 적합하게 설계되었음이 검증된다. 다만, 추력실로부터 전도되는 열량은 duty cycle, EPW, 그리고 주변환경 등에 종속하므로[14], 다양한 추력기 작동조건을 모사한 추가시험이 필요할 것으로 판단된다.
0 ms) 것을 확인할 수 있다. 주목할 만한 점으로, 개발모델의 반응특성이 Table 3에 제시한 상용 하이드라진 추력기들의 성능을 상회하는 것으로 식별되기는 하지만 반복시험에 의한 신뢰도 향상과 함께 정밀성능검증 과정이 추가적으로 요구된다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
추진시스템의 선정에 있어 고려되는 요소는 무엇인가
각각의 추진시스템은 고유의 장단점을 지니며, trade-off study를 통하여 로켓개발 초기에 추진방법이 결정된다. 추진시스템의 선정에 있어 고려되는 주요 요소로는 성능, 임무수행에 대한 적합성, 경제성, 안전성, 그리고 신뢰성 등이 있다[1]. 로켓의 성공적인 임무수행을 위해서는 주 엔진(main engine)의 안정적인 추력발생능력과 더불어 비행체의 속도 및 자세의 정밀 제어가 반드시 요구되며, 이는 소형 엔진(추력기)이 갖는 공칭 추력, 최소 충격량(minimum impulse bit), 추력발생 재현성, 시스템 응답성 등에 직접적으로 관계한다.
우주비행체의 자세제어시스템으로 적용가능한 추진시스템을 구분하라
우주비행체의 자세제어시스템으로 적용가능한 추진시스템은 냉기체(cold gas), 단일추진제 및 이원추진제(mono-, bi-propellant), 그리고 고체로켓모터(solid rocket motor) 시스템 등으로 대별될 수 있다. 각각의 추진시스템은 고유의 장단점을 지니며, trade-off study를 통하여 로켓개발 초기에 추진방법이 결정된다.
추진시스템 중 냉기체의 단점은 무엇인가
냉기체는 다른 시스템들에 비하여 비추력성능이 매우 낮고 추력조절(throttling)이 불가능하다. 또, 고체로켓모터는 추력성능이 뛰어나기는 하지만 반복시동(restart)과 펄스(pulse) 모드 작동을 할 수 없고, 냉기체와 마찬가지로 추력조절이 용이하지 않다.
1 Application status of thrusters as attitude control system for space launch vehicle[2]
Sackheim, R. L., "Overview of United States Space Propulsion Technology and Associated Space Transportation Systems," Journal of Propulsion and Power, Vol. 22, No. 6, 2006, pp.1310-1333
Makled, A. E. and Belal, H., "Modeling of Hydrazine Decomposition for Monopropellant Thrusters," 13th International Conference on Aerospace Sciences and Aviation Technology, ASAT-13-PP-22, 2009
Kim, J. S., Kim, J. S., Jung, H., Park, J., Kim, S., and Jang, K. W., "A Study on the Spray Characteristics of a Liquid-Propellant Thruster Injector by PIV/PDA Optical Measurements," 5th Joint ASME/JSME Fluid Eng. Conf., FEDSM2007-37105, 2007
본 연구에서는 우주비행체 자세제어용 추진시스템의 체계소요에 대비하여 하이드라진 추력기 및 그 요소 구성품에 대한 성능평가기술을 축적하고, 10~1,000 N 대역의 중·대형급 액체추력기 설계·개발 기술 구축[6-8]의 일환으로 수행된 70 N급 단일액체추진제 추력기 개발모델의 지상연소시험 결과를 제시한다.
Kim, J. S. and Kim, J. S., "A Characterization of the Spray Evolution by Dual-mode Phase Doppler Anemometry in an Injector of Liquid-propellant Thruster," JMST, Vol. 23, No. 6, 2009, pp.1637-1649
본 연구에서는 우주비행체 자세제어용 추진시스템의 체계소요에 대비하여 하이드라진 추력기 및 그 요소 구성품에 대한 성능평가기술을 축적하고, 10~1,000 N 대역의 중·대형급 액체추력기 설계·개발 기술 구축[6-8]의 일환으로 수행된 70 N급 단일액체추진제 추력기 개발모델의 지상연소시험 결과를 제시한다.
정훈, 김종현, 김정수, "분사압력 및 분사각에 따른 비충돌형 인젝터의 분무특성," 한국추진공학회지, 제16권, 제3호, 2012, pp.1-8
본 연구에서는 우주비행체 자세제어용 추진시스템의 체계소요에 대비하여 하이드라진 추력기 및 그 요소 구성품에 대한 성능평가기술을 축적하고, 10~1,000 N 대역의 중·대형급 액체추력기 설계·개발 기술 구축[6-8]의 일환으로 수행된 70 N급 단일액체추진제 추력기 개발모델의 지상연소시험 결과를 제시한다.
따라서 추력기에 접속되는 추진제 공급 배관은 고압에 대한 안전성을 유지하면서 유연성을 갖도록 설계되고, 시험측정 형상이 구성되면 TMR의 모든 부속물들이 포함된 상태에서 교정용 추(calibration weight)를 이용하여 정밀보정을 수행한다[11].
Parker, J. M., Thunnissen, D. P., Blandino, J. J., and Ganapathi, G. B., "The Preliminary Design and Status of a Hydrazine MilliNewton Thruster Development," 35th AIAA/ASME/SAE/ ASEE Joint Propulsion Conf. and Exhibit, AIAA-99-2596, 1999
다만, 추력실로부터 전도되는 열량은 duty cycle, EPW, 그리고 주변환경 등에 종속하므로[14], 다양한 추력기 작동조건을 모사한 추가시험이 필요할 것으로 판단된다.
7(a)에서 관찰될 뿐만 아니라, 펄스모드 재현성 판별을 위해 통상적으로 5번째 이후의 데이터가 사용되므로[14] 본 연구에서도 동일한 기준을 적용하였다.
Rocket Research Corporation, "Development of Design and Scaling Criteria for Monopropellant Hydrazine Reactors Employing Shell 405 Spontaneous Catalyst," RRC-66- R-76, Vol. II, 1967
Hill, P. G. and Peterson, C. R., Mechanics and Thermodynamics of Propulsion, 2nd Ed., Pearson, 1991
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