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문제 정의
- 이는 엔지니어링모델 및 인증모델 개발단계에서 수행될 장기수명 연소시험의 절차 확립 및 비교를 위한 데이터베이스를 구축하고, 현 개발모델 설계에서 장기수명 연소시험에 따른 추력감소 및 촉매손실 정도를 파악하여 엔지니어링모델 및 인증모델의 설계에 반영하기 위함이다. 본 논문은 장기수명 연소시험 결과를 정리한 2편의 논문 중 전편으로 랜덤 진동시험과 같은 일부 환경시험을 통해 추력기의 발사환경 요구조건 만족 여부를 확인하고, 장기수명 연소시험에 따른 연속모드 추력성능을 살펴보고자 한다. 이어지는 후속 논문에서는 장기수명 연소시험에서 나타난 펄스모드 응답 특성 및 펄스 재현성을 중심으로 펄스모드 성능 특성을 살펴볼 예정이다.
제안 방법
- 1 N급 단일추진제 하이드라진 추력기 개발모델에 대한 인수수준의 랜덤 진동시험 및 장기수명 연소시험이 수행되었다. 랜덤 진동시험의 결과로부터 1 N급 추력기 개발모델로 구성된 이중추력기모듈의 고유진동수가 부품수준의 요구조건인 100 Hz를 훨씬 상회하고 있음을 알 수 있었으며, 추력기를 포함한 이중추력기모듈이 구조적으로 강건하다는 것을 확인하였다.
- 1 N급 추력기 개발모델의 장기수명 연소시험은 추진제공급시스템, 진공환경시스템, 시험제어/계측시스템 등으로 구성된 연소시험시설에서 수행 되었으며, 모든 시설은 기존 한국항공우주연구원의 4.45 N급 추력기 인증시험을 통해 검증되었다. 추진제공급시스템은 추진제 탱크로부터 추력기로 연료를 공급해주는 역할을 하며, 시험조건에 따라 연속모드 또는 펄스모드로 공급할 뿐만 아니라 공급되는 추진제는 전자식 코리올리유량계에 의해 정밀하게 계측된다.
- 개발모델, 엔지니어링모델, 인증모델, 비행모델로 이어지는 개발 단계 중 현재 개발모델의 완료 후 엔지니어링모델의 개발이 진행되고 있다. 개발모델에 대한 수락연소시험(acceptance firing test) 및 성능연소시험(performance firing test)을 통해 기본적인 추력 및 비추력 성능이 확인되었으며[2], 개발모델에서 엔지니어링모델로의 전환에 앞서 개발모델에 대한 장기수명 연소시험(life firing test)을 수행하였다. 이는 엔지니어링모델 및 인증모델 개발단계에서 수행될 장기수명 연소시험의 절차 확립 및 비교를 위한 데이터베이스를 구축하고, 현 개발모델 설계에서 장기수명 연소시험에 따른 추력감소 및 촉매손실 정도를 파악하여 엔지니어링모델 및 인증모델의 설계에 반영하기 위함이다.
- 설계/제작된 위성체 및 부품에 대한 검증을 위해서는 정현파 진동시험, 랜덤 진동 시험, 음향 진동시험, 충격시험 등과 같은 다양한 발사환경시험이 수행되며[6], 추력기와 같은 부품수준에서는 랜덤 진동시험 및 충격시험 정도만 수행되는 것이 일반적이다. 그러나 현 1 N 급 추력기의 개발모델은 초기 개발단계임을 감안하여 충격시험을 생략하고 랜덤 진동시험만 수행하였다.
- 또한 랜덤 진동 시험 동안 추력기 내부의 촉매 손상은 없었으며, 진동시험 동안 발생된 촉매가루에 의한 연료공급 유로의 막힘 현상도 일어나지 않았다. 또한 장기수명 연소시험은 4가지 범주에 걸쳐 수행되었으며, 전체 113,618회의 펄스 수와 20.27 hr의 연소 시간을 통해 기존 저궤도관측위성의 추력기 1기당 추진제 소모량에 준하는 23.34 kg의 하이드라진 연료를 소모하였다. 장기수명 연소시험에 의해 추력기 개발모델의 추력은 추진제 공급 압력에 따라 초기 추력 대비 약 4-6%가 감소하였으며, 추력 불안정 현상도 발생하였으나 연속 모드 추력값의 ±5% 범위 이내로 문제는 없는 것으로 판단되었다.
- 다양한 길이와 직경의 촉매대를 제작하여 이에 따른 영향을 살펴보았으며, 적정량의 연료를 촉매대에 공급하기 위해 공급관의 크기가 변경되었다. 또한 진동을 동반하는 발사환경 및 하이드라진 열분해 과정에서 발생되는 촉매 가루에 의해 분사기가 막힐 수 있는 잠재적 위험을 줄이고, 촉매대 내 연료의 고른 분포를 위해 샤워헤드(shower head) 형 분사기를 사용하였다. 형상이 확정된 추력기 개발모델은 내열성과 내부식성이 뛰어난 Haynes 25 합금으로 제작되었으며, 추력기 부분품 및 조립된 추력기 형상을 Fig.
- 45 N급 추력기의 절차서를 참고 하여 결정되었으며, 기존 저궤도관측위성의 추진 시스템과 유사하게 두 개의 1 N급 추력기가 결합된 이중추력기모듈(dual thruster module)에 대해 랜덤 진동시험이 수행되었다. 또한 질량특성이 이중추력기모듈과 유사한 더미모델 시험을 통해 장비상태 및 시험절차를 미리 확인함으로써 랜덤 진동시험에 대한 신뢰성을 확보하였다. 랜덤 진동시험 전후에는 저수준의 정현파를 이용한 모드 탐색시험(modal survey test)이 수행되었다.
- 랜덤 진동시험은 Fig. 4에서 보이는 것처럼 진동시험기의 아마추어와 결합된 exciter plate 상에 이중추력기모듈을 장착하여 수행되었다. 이전 수행된 다수의 저궤도관측위성용 4.
- 45 N급 추력 기와 다르지만 주요한 설계 특징은 1 N급 추력기에 그대로 유지되었다[3,4]. 설계된 추력기 개발 모델은 저장성이 뛰어나고 충격에 상대적으로 둔감한 하이드라진을 추진제로 사용하며, 이리듐 촉매에 의한 하이드라진 분해 반응을 이용한다. 촉매의 손상을 줄이기 위해 일반적으로 촉매대 히터가 장착되나 추력기의 기본 설계 및 주요 성능 검증을 목표로 하는 현 개발모델에는 생략 되었으며, 제조비용과 효율성을 고려하여 원추형 노즐이 선택되었다.
- 9에 나타내었다. 수락 연소시험, 랜덤 진동시험, 성능 연소시험, 장기수명 연소시험 등 각 시험의 종료 후 촉매 손실 여부를 살펴보기 위해 비파괴검사인 컴퓨터단층촬영을 수행하였다. 발사환경을 모사하는 랜덤 진동시험에서는 기계적 마찰과 충돌에 의해 촉매가 손실될 수 있으며, 추진제와 촉매가 반응하는 연소시험에서는 열적 사이클에 의해서 촉매가 손실된다.
- 01 g 미만)은 촉매대에 충진된 촉매 총량과 비교해 극소량으로 랜덤 진동시험으로 인한 추력기 내부 촉매의 손상은 거의 없는 것으로 판단된다. 이를 보다 명확하게 확인하기 위해 랜덤 진동시험 후 3차원 CT 촬영을 통해 추력기 내부를 살펴보았으며, 그 결과는 다음절의 Fig. 9에 나타내었다 . 인수수준 랜덤 진동시험 전후 촉매대 비교에서 차이를 찾아볼 수 없었으며, 이후 수행된 연소시험에서도 추력 성능하락 또는 촉매가루에 의해 연료공급 유로 막힘 현상도 발생하지 않았다.
- 또한 임무기간 동안 예상 되는 추력기 사용 시나리오에 따라 연속모드 및 펄스모드 시험의 배분이 이루어진다. 이번 개발 모델에 대한 장기수명 연소시험의 경우 기존 저궤도관측위성의 추력기 1기당 추진제 소모량을 고려하여 20 kg 내외의 추진제를 사용하였으며, 추진제 공급 압력은 임무 초기부터 임무 말기까지 22, 12, 5.5 bar의 세 단계로 구분하여 시험을 수행하였다. 마지막으로 연속모드 및 펄스모드 시퀀스 구성은 두 가지 이유로 해외 1 N급 추력 기의 개발시험 사례를 참고하였다.
- 5 G를 사용하였다. 인수수준 랜덤 진동시험은 10 Grms 하중으로 이중추력기모듈의 3축에 대해 각각 1분씩 수행되었다. 인수수준 랜덤 진동시험에 적용된 규격을 Table 2에 나타내었다[7].
- 장기수명 연소시험은 Table 4에 정리된 것처럼 Performance Firing, Steady State Endurance Firing, Off-Modulation Endurance Firing, Pulse Mode Endurance Firing과 같이 크게 4가지 범주에 걸쳐 시험을 수행하였으며, 각 범주의 시험 전후에 Health Check를 수행함으로써 추력기 개발모델의 건전성 및 성능감소의 정도를 측정하였다. 장기수명 연소시험은 총 113,618회의 펄스수와 총 20.
- 장기수명 연소시험의 절차 및 규격은 한국항공우주연구원이 보유하고 있는 4.45 N 급 추력기 시험 절차서와 해외 1 N급 추력기 개발시험 사례를 참고하여 결정되었다[8,9]. 일반적으로 위성 수명 및 임무요구조건에 마진을 더해 연료 소모량이 결정되며, 불어내기 방식의 추진시스템을 모사하기 위해 임무시기에 따른 일련의 추진제 공급 압력이 결정된다.
- 진동시험의 절차 및 규격은 항공우주연구원이 보유하고 있는 4.45 N급 추력기의 절차서를 참고 하여 결정되었으며, 기존 저궤도관측위성의 추진 시스템과 유사하게 두 개의 1 N급 추력기가 결합된 이중추력기모듈(dual thruster module)에 대해 랜덤 진동시험이 수행되었다. 또한 질량특성이 이중추력기모듈과 유사한 더미모델 시험을 통해 장비상태 및 시험절차를 미리 확인함으로써 랜덤 진동시험에 대한 신뢰성을 확보하였다.
- 추력기 개발모델의 설계 변수는 이론적 계산 및 반응기 시험을 통해 결정되었다. 다양한 길이와 직경의 촉매대를 제작하여 이에 따른 영향을 살펴보았으며, 적정량의 연료를 촉매대에 공급하기 위해 공급관의 크기가 변경되었다.
대상 데이터
- 촉매의 손상을 줄이기 위해 일반적으로 촉매대 히터가 장착되나 추력기의 기본 설계 및 주요 성능 검증을 목표로 하는 현 개발모델에는 생략 되었으며, 제조비용과 효율성을 고려하여 원추형 노즐이 선택되었다. 또한 4.45 N 추력기에 적용된 이단촉매대는 단일촉매대로 대체되었으며, 촉매의 경우 현재 국산 KCMC7 촉매의 개선 연구가 진행되고 있는 관계로 외산 HKC-12GA 촉매를 사용하였다. 그러나 전략물자인 촉매의 해외 수급 과정에서 발생할 수 있는 잠재적인 리스크를 줄이기 위해 궁극적으로는 개선된 KCMC7 촉매를 사용할 예정이다.
- 5 bar의 세 단계로 구분하여 시험을 수행하였다. 마지막으로 연속모드 및 펄스모드 시퀀스 구성은 두 가지 이유로 해외 1 N급 추력 기의 개발시험 사례를 참고하였다. 첫째, 동일한 추력기라도 시험 시퀀스 구성에 따라 추력기 수명이 달라질 수 있으므로 참고가 될 수 있는 해외 1 N급 추력기 개발시험 사례와 유사하게 시험을 수행함으로써 향후 비교 평가가 용이하다[10].
- 또한 진동을 동반하는 발사환경 및 하이드라진 열분해 과정에서 발생되는 촉매 가루에 의해 분사기가 막힐 수 있는 잠재적 위험을 줄이고, 촉매대 내 연료의 고른 분포를 위해 샤워헤드(shower head) 형 분사기를 사용하였다. 형상이 확정된 추력기 개발모델은 내열성과 내부식성이 뛰어난 Haynes 25 합금으로 제작되었으며, 추력기 부분품 및 조립된 추력기 형상을 Fig. 1에 나타내었다.
성능/효과
- 6 kg의 추진제가 소모된 Pulse Mode Endurance Firing에서는 감소한 추력이 각각 3-4%대 및 4-6%대로 앞선 두 경우보다 추력 감소가 두드러짐을 알 수 있다. 그러나 기존 저궤도관측위성의 추력기 1기당 추진제 소모량과 유사한 추진제 소모량에도 불구하고 장기수명 연소시험 종료 시 추력 감소는 약 7% 이내로 1 N급 추력기 개발모델의 설계가 비교적 강건함을 보여주었다. 한편 추진제 공급량의 경우, Performance Firing 및 Steady State Endurance Firing에서는 추력보다 감소율이 작았으나 OffModulation Endurance Firing 및 Pulse Mode Endurance Firing에서는 추력보다 감소율이 커져 장기수명 연소시험 종료 시점에서는 추력보다 큰 5-7%대의 감소율을 보여주었다.
- 먼저 X축의 경우, 모드 탐색시험을 통해 공진주파수가 537 Hz로 예측되었으며, 실제 랜덤 진동시험 시 540 Hz 부근에서 공진이 발생하였다. 또한 랜덤 진동시험 전후에 진행된 모드 탐색시험의 결과가 정확히 일치하고 있음을 확인할 수 있다. 유사하게 Y축 및 Z축의 모드 탐색시험에서 각각의 공진주파수는 627.
- 1 N급 단일추진제 하이드라진 추력기 개발모델에 대한 인수수준의 랜덤 진동시험 및 장기수명 연소시험이 수행되었다. 랜덤 진동시험의 결과로부터 1 N급 추력기 개발모델로 구성된 이중추력기모듈의 고유진동수가 부품수준의 요구조건인 100 Hz를 훨씬 상회하고 있음을 알 수 있었으며, 추력기를 포함한 이중추력기모듈이 구조적으로 강건하다는 것을 확인하였다. 또한 랜덤 진동 시험 동안 추력기 내부의 촉매 손상은 없었으며, 진동시험 동안 발생된 촉매가루에 의한 연료공급 유로의 막힘 현상도 일어나지 않았다.
- 장기수명 연소시험에 의해 추력기 개발모델의 추력은 추진제 공급 압력에 따라 초기 추력 대비 약 4-6%가 감소하였으며, 추력 불안정 현상도 발생하였으나 연속 모드 추력값의 ±5% 범위 이내로 문제는 없는 것으로 판단되었다. 마지막으로 장기수명 연소시험 종료 후 컴퓨터단층촬영을 통해 촉매의 손실 여부를 살펴본 결과 촉매 손실량은 약 7% 미만으로 본 1 N급 추력기 개발모델의 설계는 비교적 적절한 것으로 판단된다.
- )을 중심으로 정리하였다. 먼저 추력의 경우, 약 2.5 kg의 추진제가 소모된 Performance Firing에서는 추진제 공급 압력에 따라 초기 추력 대비 약 1-2%의 추력 감소가 발생하였으며, 약 8.8 kg의 추진제가 소모된 Steady State Endurance Firing에서는 감소한 추력이 약 2%대로 Steady State Endurance Firing 을 통한 추력 손실이 많이 발생하지 않았다. 반면, 약 6.
- Y축과 Z축의 랜덤 진동시험 전후 모드 탐색시험의 결과 역시 잘 일치하고 있다. 이상의 랜덤 진동시험 결과가 Table 3에 정리되었으며, 부품수준에서 요구되는 100 Hz 이상의 고유진동수 요구조건을 만족하고 있음을 확인할 수 있다.
- 34 kg의 하이드라진 연료를 소모하였다. 장기수명 연소시험에 의해 추력기 개발모델의 추력은 추진제 공급 압력에 따라 초기 추력 대비 약 4-6%가 감소하였으며, 추력 불안정 현상도 발생하였으나 연속 모드 추력값의 ±5% 범위 이내로 문제는 없는 것으로 판단되었다. 마지막으로 장기수명 연소시험 종료 후 컴퓨터단층촬영을 통해 촉매의 손실 여부를 살펴본 결과 촉매 손실량은 약 7% 미만으로 본 1 N급 추력기 개발모델의 설계는 비교적 적절한 것으로 판단된다.
- 장기수명 연소시험은 Table 4에 정리된 것처럼 Performance Firing, Steady State Endurance Firing, Off-Modulation Endurance Firing, Pulse Mode Endurance Firing과 같이 크게 4가지 범주에 걸쳐 시험을 수행하였으며, 각 범주의 시험 전후에 Health Check를 수행함으로써 추력기 개발모델의 건전성 및 성능감소의 정도를 측정하였다. 장기수명 연소시험은 총 113,618회의 펄스수와 총 20.27 hr의 연소 시간을 통해 23.34 kg의 하이드라진 연료를 소모하였으며, 연소시험 중 최장 연속모드 연소시간은 4 hr, 최장 연속 펄스는 30,000회에 달했다.
- 그러나 기존 저궤도관측위성의 추력기 1기당 추진제 소모량과 유사한 추진제 소모량에도 불구하고 장기수명 연소시험 종료 시 추력 감소는 약 7% 이내로 1 N급 추력기 개발모델의 설계가 비교적 강건함을 보여주었다. 한편 추진제 공급량의 경우, Performance Firing 및 Steady State Endurance Firing에서는 추력보다 감소율이 작았으나 OffModulation Endurance Firing 및 Pulse Mode Endurance Firing에서는 추력보다 감소율이 커져 장기수명 연소시험 종료 시점에서는 추력보다 큰 5-7%대의 감소율을 보여주었다. 이로 인해 추력과 추진제 공급량 함수인 비추력의 경우 Performance Firing과 Steady State Endurance Firing에서는 다소 감소하는 경향이 나타나다가 Off-Modulation Endurance Firing과 Pulse Mode Endurance Firing에서는 다소 증가하는 경향이 나타나지만 전체적으로 보았을 때 변화가 크지 않은 것으로 판단된다.
후속연구
- 45 N 추력기에 적용된 이단촉매대는 단일촉매대로 대체되었으며, 촉매의 경우 현재 국산 KCMC7 촉매의 개선 연구가 진행되고 있는 관계로 외산 HKC-12GA 촉매를 사용하였다. 그러나 전략물자인 촉매의 해외 수급 과정에서 발생할 수 있는 잠재적인 리스크를 줄이기 위해 궁극적으로는 개선된 KCMC7 촉매를 사용할 예정이다.
- 첫째, 동일한 추력기라도 시험 시퀀스 구성에 따라 추력기 수명이 달라질 수 있으므로 참고가 될 수 있는 해외 1 N급 추력기 개발시험 사례와 유사하게 시험을 수행함으로써 향후 비교 평가가 용이하다[10]. 둘째, 국내 저궤도관측위성의 운용 시나리오에 따른 시퀀스 보다 넓은 운용 범위에 대해 장기 수명 연소시험을 수행함으로써 보다 다양한 임무에 활용할 수 있는 범용성을 확보할 수 있기 때문이다. 위에서 언급된 장기수명 연소시험의 순서 및 추진제 사용량을 비롯한 전체적인 연소 시험 수행 내용을 Table 4에 정리하였다.
- 랜덤 진동시험 전후에는 저수준의 정현파를 이용한 모드 탐색시험(modal survey test)이 수행되었다. 랜덤 진동시험 전 모드 탐색시험을 통해 이중추력기모듈의 고유진동수 예측이 가능하며, 랜덤 진동시험 전후 고유진동수 변화 여부를 통해 시험 과정에서 이중추력기모듈의 구조적 변화/손상 여부를 판단할 수 있다. 이중추력기모듈에 대한 인수수준 랜덤 진동시험의 절차를 Fig.
- 본 논문은 장기수명 연소시험 결과를 정리한 2편의 논문 중 전편으로 랜덤 진동시험과 같은 일부 환경시험을 통해 추력기의 발사환경 요구조건 만족 여부를 확인하고, 장기수명 연소시험에 따른 연속모드 추력성능을 살펴보고자 한다. 이어지는 후속 논문에서는 장기수명 연소시험에서 나타난 펄스모드 응답 특성 및 펄스 재현성을 중심으로 펄스모드 성능 특성을 살펴볼 예정이다.
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