[논문]하이브리드 로켓의 추력제어를 위한 산화제 유량제어 연구

김계환; 문근환; 김진곤; 문희장

doi:10.12985/ksaa.2014.22.4.093

하이브리드 로켓의 추력제어를 위한 산화제 유량제어 연구
Oxidizer Flow Rate Throttling for Thrust Control of Hybrid Rocket 원문보기

한국항공운항학회지 = Journal of the Korean Society for Aviation and Aeronautics, v.22 no.4, 2014년, pp.93 - 98

김계환 (한국항공대학교 항공우주 및 기계공학부) , 문근환 (한국항공대학교 대학원 항공우주 및 기계공학과) , 김진곤 (한국항공대학교 항공우주 및 기계공학부) , 문희장 (한국항공대학교 항공우주 및 기계공학부)

Abstract ▼ AI-Helper

In this study, control of oxidizer mass flow rate and verification of control system were performed for hybrid rocket thrust control application. Oxidizer flow control system consists of ball valve and stepping motor where gaseous oxygen was used for oxidizer at feeding pressure of 10, 20 and 30 bar. According to experimental results, the oxidizer mass flow rate showed a relatively linear increment as ball valve open angle increases regardless of feeding pressure. In addition, the level of the oxidizer flow rate was kept almost constant at each sequence of flow control with ball valve during the 20 seconds of operation.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

따라서 본 연구는 하이브리드 로켓의 추력제어를 위한 기초 연구로서 볼밸브와 스텝모터를 이용하여 산화제 유량제어 시스템을 구축하고 유량제어 특성에 대한 연구를 수행하였다.
본 연구는 하이브리드 로켓을 달 탐사 추진시스템으로 적용하기 위한 기초 연구로서 추력제어를 위한 산화제 유량 제어에 대한 연구를 수행하였다. 산화제 유량 제어를 위해 볼밸브와 스텝모터를 이용하여 유량 제어 시스템을 구축하였다.

제안 방법

본 연구에서는 밸브개방 각도를 9° 씩 변하도록 설정하였으며 펄스를 구성하고 있는 하이 및 로우 시간을 3 ms로 설정하여 9° 이동 시 30 ms가 소요되도록 실험을 수행하였다. 또한 볼밸브의 개방 특성에 의해 스텝모터의 구동은 시계방향 및 반시계방향으로 구동할 수 있도록 설정하였다.
본 연구에서는 밸브개방 각도를 9° 씩 변하도록 설정하였으며 펄스를 구성하고 있는 하이 및 로우 시간을 3 ms로 설정하여 9° 이동 시 30 ms가 소요되도록 실험을 수행하였다.
본 연구는 하이브리드 로켓을 달 탐사 추진시스템으로 적용하기 위한 기초 연구로서 추력제어를 위한 산화제 유량 제어에 대한 연구를 수행하였다. 산화제 유량 제어를 위해 볼밸브와 스텝모터를 이용하여 유량 제어 시스템을 구축하였다.
Figure 7은 시계 및 반시계 방향으로 밸브를 구동할 때 산화제 평균 유량을 나타낸 것으로서 대부분 재현성을 가지고 있으나 평균 유량에서 일부 오차(valve open degree 81°)가 있음을 확인할 수 있다. 이에 구축된 산화제 유량 제어 시스템의 재현성 검증을 위해 B형 측정 불확실도 분석을 수행하였다.

대상 데이터

본 연구에서는 산화제 유량제어를 위해 볼밸브를 사용하였으며 DK-LOK 사의 밸브를 활용하였으며 제원은 Table 1과 같다[7].
산화제 유량제어 시스템은 산화제 공급시스템, 유량제어 밸브 시스템, 데이터 획득 및 제어 시스템으로 구성되어 있다. 실험을 위한 산화제는 기체 산소(gas oxygen)를 사용하였다.

성능/효과

기체산소를 이용한 산화제 유량제어 실험을 통해 볼밸브 개방 각도에 따라 유량이 선형적으로 증가하는 구간을 확인하였다. 공급 압력의 변화와는 무관하게 유량 변화의 선형성을 유지 할 수 있었다.
공급 압력의 변화와는 무관하게 유량 변화의 선형성을 유지 할 수 있었다. 또한 연소과정을 가정하여 산화제 유량 공급 도중 밸브 각도 변화에 대하여 각 구간별로 유량을 일정하게 유지시킬 수 있어 하이브리드 로켓의 추력제어를 위한 유량제어 시스템의 볼 밸브 적용이 유효함을 확인하였다. 추후 볼밸브를 활용한 유동 면적변화를 통한 산화제 유량제어 시스템에 대하여 액체 산화제에 대한 유효성 검증이 필요할 것으로 판단된다.
Figure 8은 밸브를 시계방향 및 반시계 방향으로 구동하여 측정한 유량을 불확실도를 포함하여 나타낸 것으로서 불확실도의 범위를 오차막대(error bar)로 나타내었다. 실험 결과 시계방향 및 반시계 방향으로 구동하였을 때 유량을 오차 범위 내에서 큰 차이 없이 재현되는 것을 확인할 수 있었으며 위의 결과로부터 스텝모터의 구동에 따른 밸브 개방의 오차는 작은 것으로 판단된다.
Figure 6은 연소시간을 25 sec로 가정하여 볼밸브의 각도 변화에 의한 유량 제어 실험을 수행한 것이다. 실험결과 각각의 구간 내에서 산화제가 일정한 유량으로 공급됨을 확인할 수 있다.

후속연구

또한 연소과정을 가정하여 산화제 유량 공급 도중 밸브 각도 변화에 대하여 각 구간별로 유량을 일정하게 유지시킬 수 있어 하이브리드 로켓의 추력제어를 위한 유량제어 시스템의 볼 밸브 적용이 유효함을 확인하였다. 추후 볼밸브를 활용한 유동 면적변화를 통한 산화제 유량제어 시스템에 대하여 액체 산화제에 대한 유효성 검증이 필요할 것으로 판단된다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	산화제 유량제어 시스템은 어떻게 구성되어 있는가?	2와 같은 시스템을 구축하였다. 산화제 유량제어 시스템은 산화제 공급시스템, 유량제어 밸브 시스템, 데이터 획득 및 제어 시스템으로 구성되어 있다. 실험을 위한 산화제는 기체 산소(gas oxygen)를 사용하였다.
	산화제 유량 제어를 위해 유량 제어 시스템에 볼밸브를 적용해도 되는가?	공급 압력의 변화와는 무관하게 유량 변화의 선형성을 유지 할 수 있었다. 또한 연소과정을 가정하여 산화제 유량 공급 도중 밸브 각도 변화에 대하여 각 구간별로 유량을 일정하게 유지시킬 수 있어 하이브리드 로켓의 추력제어를 위한 유량제어 시스템의 볼 밸브 적용이 유효함을 확인하였다. 추후 볼밸브를 활용한 유동 면적변화를 통한 산화제 유량제어 시스템에 대하여 액체 산화제에 대한 유효성 검증이 필요할 것으로 판단된다.
	하이브리드 로켓의 장점은 무엇인가?	하이브리드 로켓은 고체 및 액체추진 시스템에 비해 경제적이고 안정성이 높은 장점을 가지고 있어 소형 위성 발사체, 과학로켓(sounding rocket), Spaceship2와 같은 우주 여객선으로 활용하기 위한 활발한 연구가 진행되고 있다[1-3]. 하이브리드 로켓은 고체 추진 시스템과 비교하여 추력제어 및 재시동이 가능하다는 장점이 있으며 특히 액체 추진 시스템과 비교하여 산화제의 유량 조절 만으로 추력제어가 가능하며 시스템이 단순한 장점을 가지고 있다[4, 5].

참고문헌 (10)

F. Martin, A. Chapelle, O. Orlandi, P. Yvart, Hybrid Propulsion Systems for Future Space Applications", 46th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibits, Nashville, 2010.
A. Karabeyoglu, J. Stevens, D. Geyzel, B. Cantwell, "High Performance Hybrid Upper Stage Motor", 47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibits, San Diego, 2011
Soojong Kim, "Regression Characteristics of the Cylindrical Multiport Grain in Hybrid Rockets", Journal of Propulsion and Power, Vol. 29, No. 3, 2013, pp.573-581.

상세보기
Oh, H. Y., Moon, S. H., Huh, H. I., "Flow rate control of gaseous oxigen for a HTPB/GO2 Hybrid Rocket", KSPE Fall Conference, KSPE, 2004, pp.251-254.
Choi, J. S., Kang, W. K., Huh, H. I., "Study of Thrust Control Performance Improvement for hybrid rocket applications", Journal of the KSPE, Vol. 15, No. 1, KSPE, 2011, pp. 55-62.
George P. Sutton, Oscar Biblarz, "Rocket Propulsion Elements" 7ed, John wiley & sons, INC., New York, 2001.
DK-LOK, http://www.dklok.com
IMS, http://motion.schneider-electric.com
최주호, 홍성수, "압력 측정 시스템의 불확도 평가", 2002한국군사과학기술학회지, 제5권, 제1호, pp. 15-23
김수종, 문희장, 김진곤, "하이브리드 로켓모터에 대한 연소 실험 측정 불확도", 한국항공운항학회지, 제19권, 제1호, 2011, pp. 7-14.

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